Estructura de un avion

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Bienvenido a la primera parte de una serie de cinco partes sobre las estructuras del fuselaje y las superficies de control. El objetivo de esta miniserie es ofrecer una introducción a las estructuras de los aviones y a las superficies de control fijadas al ala y a la cola.

En la segunda parte se examina el fuselaje con más detalle. Hablaremos de los distintos componentes estructurales que conforman un diseño típico de fuselaje y discutiremos los tipos de carga que el fuselaje debe soportar.

La aeronavegabilidad de un diseño de aeronave se certifica mediante la concesión de un certificado de tipo. Este Certificado de Tipo (TC) confirma que la aeronave está fabricada de acuerdo con un diseño aprobado por el regulador, cuando dicho diseño garantiza el cumplimiento de todas las normas de aeronavegabilidad.

Una vez que se emite un Certificado de Tipo, el diseño queda congelado y no puede modificarse a menos que se lleve a cabo un nuevo ejercicio de certificación para cubrir los cambios realizados en el diseño. Los certificados de tipo se conceden a través de un organismo regulador como la Administración Federal de Aviación (FAA) o la Agencia Europea de Seguridad Aérea (EASA). La mayoría de los países o regiones tienen su propio regulador que supervisa la concesión de un certificado de tipo para las operaciones en esa región en particular. En la práctica, la mayoría de los países siguen las directrices de la FAA, la EASA o la CAAC (Administración de Aviación Civil de China) a la hora de conceder los certificados de tipo.

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Las piezas estructurales de los aviones hacen que éstos pasen todos los minutos posibles en el aire. Cada pieza debe funcionar siempre sin fallos y, como en la industria aeroespacial cada gramo es importante, un peso excesivo reduce la carga útil y aumenta el consumo de combustible. Un ejemplo de estas piezas son las llamadas “estructuras Winglet”, que se utilizan en la punta del ala de los aviones ligeros o de los vehículos aéreos no tripulados (UAV).

Para este tipo de aplicaciones aeroespaciales estructurales y semiestructurales se suelen utilizar materiales compuestos. Para el revestimiento y la estructura del ala, se suelen utilizar piezas de polifenilensulfuro (PPS) reforzado con fibra de carbono o fibra de vidrio. Este material ofrece propiedades obligatorias para las piezas estructurales exteriores de los aviones, así como excelentes propiedades mecánicas específicas y una extraordinaria resistencia química frente a los fluidos hidráulicos, la gasolina y el queroseno, así como a los fluidos descongelantes.

TECATEC PPS CW50 black es un polifenilensulfuro reforzado con fibra de carbono que se utiliza en la industria aeroespacial. Las razones de su uso son sus extraordinarias propiedades mecánicas, gracias al refuerzo continuo de fibras, y la excelente resistencia química del material matriz PPS. Gracias al excelente comportamiento de fluencia del material, las piezas fabricadas con TECATEC PPS CW50 negro pueden utilizarse a temperaturas de servicio superiores a 200 °C, con picos de tiempo cortos de hasta 250 °C. El servicio en condiciones extremas también es posible debido a su muy baja absorción de agua, en particular en comparación con algunos plásticos técnicos como las poliamidas. En comparación con los materiales compuestos de base termoestable, los materiales compuestos de base PPS ofrecen una elevada tenacidad al impacto y cumplen todos los requisitos FST para las aplicaciones exteriores aeroespaciales.

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Fuselaje

Este Reglamento modifica las especificaciones adicionales de aeronavegabilidad del Reglamento (UE) 2015/640 de la Comisión (Parte 26) con respecto a tres temas que la AESA propuso mediante los dictámenes 12/2016 para el envejecimiento de las estructuras de las aeronaves y 04/2019 para la reducción de la excursión en pista y la conversión de los compartimentos de carga de clase D.

La norma sobre el envejecimiento de las aeronaves aborda los riesgos de seguridad relacionados con los fenómenos de envejecimiento de las estructuras de los grandes aviones. Estos riesgos incluyen la fatiga del diseño de tipo básico, el daño por fatiga generalizado (WFD), la corrosión, la fatiga de los cambios y las reparaciones, y el funcionamiento continuado con niveles inseguros de agrietamiento por fatiga.    Los titulares de la aprobación de diseño deben desarrollar datos para apoyar los programas continuos de integridad estructural para categorías específicas de grandes aviones. Al mismo tiempo, los operadores de esos aviones tienen que revisar sus programas de mantenimiento de aeronaves para incorporar esos datos y abordar los efectos adversos de los cambios y las reparaciones en cada fuselaje y sus requisitos de mantenimiento asociados.

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La estructura mecánica de una aeronave se conoce como fuselaje. Esta estructura suele incluir el fuselaje, el tren de aterrizaje, el empenaje y las alas, y excluye el sistema de propulsión[1].

El diseño del fuselaje es un campo de la ingeniería aeroespacial que combina la aerodinámica, la tecnología de los materiales y los métodos de fabricación, centrándose en el peso, la fuerza y la resistencia aerodinámica, así como en la fiabilidad y el coste.

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En el periodo 1915/16, la empresa alemana Luft-Fahrzeug-Gesellschaft había ideado una estructura totalmente monocasco de madera con sólo un armazón interno esquelético, utilizando tiras de madera contrachapada laboriosamente “envueltas” en diagonal en hasta cuatro capas, alrededor de moldes masculinos de hormigón en mitades “izquierda” y “derecha”, conocida como construcción Wickelrumpf (cuerpo envuelto)[4] – esto apareció por primera vez en el LFG Roland C.II de 1916, y más tarde sería licenciado a Pfalz Flugzeugwerke para sus cazas biplanos de la serie D.

En 1916, los cazas biplanos alemanes Albatros D.III tenían fuselajes semimonocoque con paneles de madera contrachapada de carga pegados a los largueros longitudinales y a los mamparos.

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