evaluacion de tensiones normales

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Evaluacin del flujo de tensiones normales en alas de aeronave, constituidas de material

compuesto, mediante modelos simplificados de Resistencia de Materiales

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Evaluacin del flujo de tensiones normales en

alas de aeronave, constituidas de material

compuesto, mediante modelos simplificados

de Resistencia de Materiales.

Autor: Daniel Quirante Cremades

Directores: Juan Carlos Marn Vallejo y Enrique Graciani Daz

ETSI Junio 2015


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Agradecimientos.

A mis padres, y en especial a mi padre por preguntar todas las semanas por el master y por

este proyecto. A Ana por todo el tiempo que ha estado abandonada y por aguantarme.


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ndice1. . Introduccin. ....................................................................................................................... 5

1.1 Introduccin. ................................................................................................................. 5

1.2 Objetivos. ...................................................................................................................... 7

1.3 Los materiales compuestos en la industria aeronutica. .............................................. 7

1.4 Geometras usuales y funciones de las partes componentes. .................................... 28

1.5 Tipologa de laminados y funciones que desempean. .............................................. 31

2. Antecedentes. ..................................................................................................................... 322.1 Introduccin. ............................................................................................................... 32

2.2 Cajn central del cajn del Ala de una aeronave. ....................................................... 32

2.2.1 Geometra. .......................................................................................................... 32

2.2.2 Materiales. .......................................................................................................... 39

2.2.3 Cargas. ................................................................................................................. 78

2.2.4 Modelo de Elementos Finitos.............................................................................. 80

2.3 Modelo de Resistencia de Materiales para el diseo de palas de aerogenerador. .... 80

2.3.1 Modelo RM. ......................................................................................................... 80

2.3.2 Descripcin del programa de diseo. .................................................................. 84

3. Confeccin de un modelo RM del cajn central del ala. ..................................................... 95

4. Evaluacin del flujo de tensiones normales ...................................................................... 102

4.1 Introduccin. ............................................................................................................. 102

4.2 Evaluacin de Nx con el modelo RM. ........................................................................ 102

4.3 Evaluacin de Nx con el modelo EF. .......................................................................... 102

4.4 Comparacin de resultados y valoracin de los mismos. ......................................... 113

4.4.1 Seccin 1 ............................................................................................................ 113

4.4.2 Seccin 2 ............................................................................................................ 116

4.4.3 Seccin 3 ............................................................................................................ 119

4.4.4 Seccin 4 ............................................................................................................ 123

4.4.5 Seccin 5 ............................................................................................................ 125

4.4.6 Seccin 6 ............................................................................................................ 128

4.4.7 Seccin 7 ............................................................................................................ 131


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4

4.4.8 Seccin 8 ............................................................................................................ 134

4.4.9 Seccin 9 ............................................................................................................ 138

4.4.10 Seccin 10 .......................................................................................................... 141

4.4.11 Seccin 11 .......................................................................................................... 143

4.4.12 Seccin 12 .......................................................................................................... 146

4.4.13 Seccin 13 .......................................................................................................... 149

4.4.14 Seccin 14 .......................................................................................................... 151

4.4.15 Seccin 15 .......................................................................................................... 153

4.4.16 Seccin 16 .......................................................................................................... 155

4.4.17 Mejora de resultados de la seccin 2 ................................................................ 157

4.4.18 Mejora de resultados de la seccin 1 aadiendo salientes .............................. 182

5. Conclusiones...................................................................................................................... 186

Bibliografia ................................................................................................................................ 187

.


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1.. Introduccin.

1.1

Introduccin.

El avance experimentado en el campo de los materiales compuestos en las ltimas dcadas,

tanto cientfica como tecnolgicamente, ha propiciado la consideracin de estos materiales

para sustituir a los tradicionales en funciones estructurales. La reduccin en peso que se logra

con el uso de estos materiales ha hecho que se conviertan en uno de los componentes bsicos

en la industria aeronutica, como prueba que los diseos ms recientes contengan ms del

50% en peso de material compuesto (AIRBUS 350, Boeing 787), lo que supone un considerable

ahorro en combustible y por tanto un decidido compromiso con la sostenibilidad. Esta

tendencia ha conducido a plantearse el diseo en material compuesto de uno de loselementos ms caractersticos de las aeronaves, como son las alas. Este problema, que ha sido

objeto de estudio recientemente en el proyecto europeo ALCAS (Advanced Low Cost Aircraft

Structures, VI Programa Marco), actualmente estamos asistiendo a las primeras

implementaciones a nivel comercial, como el A350 XWB que integra la estructura bsica del

cajn central de las alas constituida en compuesto de fibra de carbono.

La complejidad geomtrica de estos elementos, junto con la inherente a la naturaleza del

material compuesto (anisotropa), ha hecho decantarse habitualmente a los diseadores por el

uso de herramientas numricas, mayoritariamente Elementos Finitos (EF), para llevar a cabo el

anlisis estructural. Sin embargo, aunque los modelos de EF resultan apropiados para elanlisis de una configuracin concreta (es decir, una geometra, una disposicin de laminados

y unas cargas determinadas), el uso de esta herramienta numrica en el proceso de diseo de

elementos constituidos por laminados de material compuesto resulta muy costoso en cuanto a

tiempo de proceso de los resultados y de modificacin de los modelos. Como consecuencia de

ello, han surgido planteamientos alternativos en problemas similares que han afrontado estas

dificultades con anterioridad. As, primero en el caso del diseo de palas de helicpteros, y

posteriormente en el diseo de palas de aerogenerador se han desarrollado modelos

simplificados de Resistencia de Materiales (RM) que aprovechan la esbeltez de estos

elementos para tratarlos como barras con seccin de pared delgada constituida por laminados

de material compuesto.

En la bibliografa cientfica relacionada podemos encontrar desde libros enteros [1], hasta

captulos completos [2] dedicados a este tipo de elementos estructurales. Especficamente y

para el anlisis de palas de helicpteros, el trabajo de Chandra y Chopra [3] plantea una

extensin de la teora de Vlasov, considerando una seccin cerrada bi-celular constituida por

laminados de material compuesto sometida a flexin y torsin. Los resultados experimentales

que obtuvieron han servido como referencia en trabajos posteriores. Volovoi y Hodges [4] [5]

aplicaron el mtodo variacional asinttico a secciones de pared delgada anistropas abiertas y

cerradas multicelulares. Yu y Hodges [6], siguiendo esta lnea, presentaron resultados para

validar el mtodo anterior, y Yu y otros [7] desarrollaron una generalizacin de la teora de


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Vlasov sobre la base del mtodo asinttico. Jung y otros [8] emplearon un enfoque mixto que

combina la formulacin en rigidez con la de flexibilidad, incluyendo el efecto de la deformacin

a cortante, acoplamientos elsticos y restriccin al alabeo. Un planteamiento ms simple loencontramos en el trabajo de Barbero y otros [9], que asumen las hiptesis cinemticas de la

teora de barras de Timoshenko (secciones planas) aplicndolas al caso de secciones abiertas y

cerradas simtricas, con laminados simtricos y balanceados, sometidas a axil y flexin. Massa

y Barbero [10] desarrollan un modelo de RM extendiendo el trabajo anterior a secciones de

forma arbitraria e incluyendo la accin de la torsin. Salim y Davalos [11] realizan una

extensin de la teora de Vlasov para analizar secciones abiertas y cerradas de forma arbitraria

y constituidas por laminados con secuencia de apilado tambin arbitraria. El objeto comn de

todos estos trabajos es la evaluacin de los desplazamientos, cuyo conocimiento es relevante

para el anlisis aeroelstico de las palas de helicptero. Las hiptesis bsicas comunes a todas

estas teoras son: el uso de la Teora Clsica de Laminados (TCL) para evaluar la rigidezequivalente de cada laminado, y la discretizacin de la seccin en segmentos correspondientes

a los distintos laminados.

En el caso del diseo de las palas de aerogenerador, adems de los desplazamientos, resulta

imprescindible el conocimiento del estado tensional en la seccin. En este sentido, y siguiendo

las hiptesis bsicas descritas, junto con la hiptesis de secciones planas, Paluch [12]

desarroll una formulacin explcita para las tensiones y deformaciones normales

longitudinales usando el concepto de centro elstico. Siguiendo este planteamiento Caas y

otros [13], miembros del GERM, emplean este modelo RM para el diseo de una pala de 700

kW. En este trabajo se realiz una comparacin del flujo de tensiones normales obtenidomediante el modelo RM con el obtenido mediante un modelo EF empleando discretizaciones

similares, observndose un buen acuerdo entre ambos resultados. As mismo, los valores de

las deformaciones calculadas fueron contrastados con las medidas mediante bandas

extensomtricas durante un ensayo de flexin sobre un prototipo a escala real, obtenindose

un buen ajuste. Como consecuencias importantes que se obtienen de este trabajo, hay que

mencionar en primer lugar el hecho de que el uso del modelo RM para el proceso de diseo

resulta ms eficiente que el modelo EF, y adems que al disponer de una expresin explcita de

las tensiones y deformaciones nos permite identificar los parmetros fundamentales de

diseo. Este modelo RM ha sido empleado con xito sobre otras configuraciones de palas

reales para anlisis de fallo por fatiga, como se describe en Marn y otros [14] [15].

Dada la similitud geomtrica de las palas de aerogenerador con las alas de las aeronaves,

parece razonable considerar los modelos simplificados desarrollados para las primeras con el

fin de aplicarlos a estas estructuras aeronuticas. Para el desarrollo de este proyecto, se

dispone de un modelo de EF del cajn resistente de un ala confeccionado en Patran/Nastran, y

de un programa de desarrollo propio que implementa el modelo RM para palas de

aerogenerador con seccin multi-celular.


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1.2

Objetivos.

El objetivo fundamental de este proyecto es investigar la viabilidad del empleo de modelos

simplificados de RM para el diseo de alas de aeronave constituidas de material compuesto.

Esto supondra poder disponer de una herramienta alternativa a los modelos de EF, que pese a

ser una herramienta muy potente y verstil, requiere mucho trabajo (tiempo) de postproceso

y modificacin de los modelos, por lo que resulta ineficiente para las tareas de diseo. Para

conseguir dicho objetivo se habrn de comparar los resultados, en trminos de flujos

tensionales, obtenidos mediante ambos modelos RM y EF sobre una configuracin concreta.

Esta tarea implica que ser preciso alcanzar una serie de objetivos parciales:

El desarrollo de un modelo especfico que contemple las particularidades geomtricas

de estos elementos estructurales (secciones multicelulares, presencia de rigidizadores

longitudinales y transversales), y los esfuerzos a los que se ven sometidos (axil,

cortantes, flectores y torsor).

La implementacin del modelo desarrollado en un programa de ordenador para su

ejecucin prctica.

La aplicacin del modelo simplificado de RM sobre una geometra concreta de un ala

de aeronave y bajo un estado de cargas determinado.

La aplicacin de un modelo numrico de EF para la misma geometra y el mismo

estado de cargas, emplendose discretizaciones equivalentes.

1.3

Los materiales compuestos en la industria aeronutica.

El objetivo principal del uso de materiales compuestos en la industria aeronutica es la

reduccin de peso que conlleva un consumo menor de combustible y por tanto un aumento en

la eficiencia de los aviones.


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Una comparacin de la aplicacin de materiales compuesto en porcentaje respecto al total del

peso estructural se puede ver en laFigura 1.En ella podemos ver un incremento en el uso de

materiales compuestos; desde su uso en parte no sometidas a grandes cargas, a su uso ensuperficies de control hasta en las partes de las estructuras de los aviones sometidas a las

cargas principales como las colas del aribus A380 o el B-777

Figura 1: Porcentaje del peso estructural en el que se han empleado materiales compuestos en funcin del ao

[16]

Entre 1972-1986 la NASA empez a trabajar en la introduccin de los materiales compuestos

en la aeronutica [17]. Inicialmente se introdujeron en componentes de aviones no muy

importantes, o aquellos que no estaban sometidos a grandes cargas:

Los disruptores o deflectores (spoiler) instalados en el B-737. En estos se emplearon

prepregs de grafito epoxy en las cubiertas de los spoilers, manteniendo la estructura

interna de aluminio como se puede ver en laFigura 2 yFigura 3

MD-80 757-767

A310

737-300

F/A-18C-D

A300-600747-400A320

A330/A340777

MD-11

GRIPPEN F/A 22

V-22

RAFALE

EUROFIGHTER

A380

A400M

F-35 JSF

A350XWB

C-Series

MRJ

0

10

20

30

40

50

60

70

1976 1981 1986 1991 1996 2001 2006 2011 2016

%

Composite

Year


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Figura 2: Disposicin disruptores en el Boeing 737 [18]

Figura 3: Detalle del Spoiler del Boeing 737 [18]


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Parte de la cubierta de los pilones traseros del DC-10 fabricados en material

compuesto de fibras de boro en matriz de aluminio que sustituan al titanio

reduciendo en este componente un 26% del peso [19].

Figura 4: DC-10 Pylon [19]

El alern trasero del DC-10 fabricado en grafito-epoxy. Este alern est constituido por

una estructura basada en unas costillas y 2 largueros, componentes de fibra de vidrio

para los bordes y la punta superior, y las bisagras de aluminio (verFigura 5). El cajn

estructural compuesto por las costillas y los 2 largueros estaba fabricado en grafito-

epoxy en una solo unidad curada en conjunto. El nuevo diseo redujo en un 30% el

peso de este alern respecto al peso del alern de aluminio.


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Figura 5: Alern trasero del DC-10

Ms adelante empezaron a utilizar los materiales compuestos en estructuras principales como:

Elevadores (o timones de profundidad) del B-727; en los que se utiliz material

compuesto grafito-epoxy. La eficacia del uso de los paneles con estructura de panel de

abeja (Nomex honeycomb) en las cubiertas para soportar cargas normales de presin y

cortantes en el plano permitan reducir el nmero de costillas. Con esta serie de

modificaciones se consigui reducir hasta un 27 % el peso en este componente. [20]


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Figura 6: Comparacin de elevadores en aluminio y material compuesto en Boeing 727

Figura 7: Estructura de material compuesto del alero del Boeing 727


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Estabilizador horizontal del B-737; compuesto por 2 cubiertas reforzadas con

rigidizadores. Las costillas son de paneles de panel de abeja y los largueros son 2 vigas

en I, compuesta de dos vigas C, precuradas que se unen seguidamente. El uso deesta estructura permiti un ahorro de un 21,6%. En laFigura 8, Figura 9 yFigura 10 se

puede ver las 2 estructuras en aluminio y en material compuesto. [21]

Figura 8: Estructura del estabilizador horizontal en aluminio

Figura 9: Estructura del estabilizador horizontal en material compuesto


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Figura 10: Detalle de la cubierta reforzada y de las costilla con paneles de abeja

Estabilizador vertical del DC-10; Esta montada en 4 estructuras forjadas que tambin

fijan la viga de soporte del motor. El sistema de timn, est conectado al estabilizador

vertical en el extremo posterior de las costillas y en el larguero de cierre [22]. Para

poder facilitar la intercambiabilidad con el estabilizador de metal se mantuvo ladistancia entre costillas y largueros (verFigura 11).


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Figura 11: Estructura general del estabilizador vertical DC-10

Para poder entender qu tipo de materiales compuestos se emplearon en este caso

ser ms fcil ir elemento por elemento:

o Largueros: las races de cada uno de los largueros estn fijas a la estructura

inferior mediante 2 tornillos a travs de fijaciones de titanio que estn

pegadas al material compuesto sobre las partes superiores e inferiores de los

largueros (alas de los largueros). Se han usado materiales compuestos tipo

sndwich en el alma de los largueros en la parte cercana a los tornillos que la

fijan a la estructura del avin. Los 2 largueros traseros tienen 2 agujeros para

que pasen los actuadores de los timones y por esto se ha apilado el doble de

material compuesto alrededor del agujero con el fin de reforzar esta parte y

una adaptacin de grosor del laminado hasta alcanzar el panel en forma

sinodal. Mientras que los 3 largueros ms largos se dividen en 2 zonas una

ms compleja y otra sinodal.


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Figura 12: Largueros del estabilizador vertical DC-10

o Costillas: Podemos encontrar 3 tipos en funcin del tipo de cargas a las que

estuvieran sometidas. La costilla de la base hace de interfaz entre el

estabilizador vertical y la cola del avin. En esta seccin se ha usado un

laminado grueso slido para soportar las altas cargas de compresin debidas a

los tornillos que se usan para montar el estabilizador. Las costillas que

conectan con los largueros traseros soportan tambin las bisagras del timn,

las sujeciones del actuador, las sujeciones de la biela de unin (que contiene

varios puntos de unin con el timn superior e inferior). Para las costillas que

fijan el actuador o las bisagras de los timones se han usado vigas con almasinusoidal (ya que un fallo de estas no alterara el funcionamiento del avin);

mientas que para las que fijan las bielas de unin se han empleado para

soportar la carga extra y evitar el pandeo de la misma paneles planos tipo

sndwich.


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Figura 13: Costillas del estabilizador vertical DC-10

o Cubiertas: Estn fabricadas de paneles sndwich tipo panel de abeja, de

espesor uniforme. Para dar uniformidad en las zonas de conexin con las

costillas y los largueros se ha empleado una laminado solido casi istropo que

estn separadas por huecos de capas de estructura sndwich.

Figura 14: `Cubiertas del estabilizador vertical DC-10


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Y el alern del L1011. En el diseo original estaba compuesto por 2 largueros y 17

costillas. El nuevo diseo con materiales compuestos sigue manteniendo los 2

largueros pero se redujeron el nmero de costillas a 12. Se consigui un ahorro delpeso de un 28%.

Figura 15: Alern del L1011

En 1993 350 componentes instalado en vuelos en servicio haban acumulado unos 5,3 millones

de horas de vuelo. Los datos obtenidos de estos componentes revelaron un magnifico

comportamiento en servicio durante 15 aos.

Ciertas aerolneas dieron parte de ciertos incidentes de choques con objetos, rayos o

problemas en maniobras en tierra. Sin embargo no se detect reduccin de la resistencia

residual del material compuesto debido a fatiga o por posibles daos ambientales.

Airbus fue el primer fabricante de aviones en usar materiales compuestos en aviones de gran

tamao comercial. El A310 con un 5% del peso de la estructura en material compuesto, fue el

primer avin con el cajn del estabilizador vertical fabricado en material compuesto. Tambin

incluan en material compuesto los paneles de acceso inferiores y superiores del borde de

ataque del ala, deflectores exteriores de las puertas, puertas del tren de aterrizaje delantero,

paneles del tren de aterrizaje principal, los paneles del carenado de los motores, elevadores, el

cajn del estabilizador vertical trasero, los bordes del estabilizador trasero, los carriles por

donde se extienden los flaps, los paneles de acceso de los flaps, las carenas trasera y

delanteras de unin ala/cuerpo, las carenas piln, la cpula radar, los deflectores de entrada

de aire de refrigeracin y los bordes de ataque del estabilizador de cola. Se puede ver ms

claramente en la siguiente figura.


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Figura 16: Uso de materiales compuestos en A310 [23]

El A320 con un 10% del peso en material compuesto fue el primer avin con el estabilizador

vertical completamente fabricada en material compuesto. Adems de otros componentes

como se puede ver en las figuras



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Por otro lado Boeing tambin empezaba a emplear materiales compuestos en aviones

comerciales. Por estas mismas fechas el Boeing 747 utilizaba entorno al 1% de su peso en

materiales compuestos. Principalmente empleado en carenados y en las superficies de control.

Ms adelante en el A340 (1991) el 13% del peso del ala del avin A340 est fabricada en

material compuesto. Y con un porcentaje del 18% sobre la masa estructural del avin fabricada

en material compuesto. En el podemos destacar el uso de materiales compuestos en

componentes de alta carga como son:

La viga de la quilla situada en la panza del avin (keel beam) de unos 16 metros de

largo aproximadamente. Esta viga permite soportar en la parte baja del fuselaje en la

parte donde se sitan las alas las cargas que se producen en el tren de aterrizaje. El

uso de materiales compuesto permiti ahorrar 1800 kg

La parte de cierre del posterior del fuselaje, que es una pieza circular de grandes

dimensiones y es la pieza que permite la estanqueidad entre la parte presurizada y la

no presurizada. Est fabricada en material compuesto monoltico y sndwich


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Figura 19: Uso de materiales compuestos en A340

Figura 20: Uso de materiales compuestos en A340 piezas principales


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El Boeing 777 (en 1996) hizo extensivo el uso de los materiales compuestos a los empenajes

(todas las superficies de la cola de un avin, por ejemplo, los estabilizadores verticales y

horizontales), la mayor parte de las superficies de control, el carenado de los motores y lasvigas del suelo del fuselaje.

Figura 21: Uso de materiales compuestos en B777

Sobre el 10% del peso de la estructura estaba compuesto por materiales compuestos; como se

puede observar varios tipos de materiales compuestos se han utilizado. Grafito/Epoxy se

utiliz para la mayor parte de las estructuras secundarias as como parte de las superficies de

control. El material Toray T800H/3900-2 se utiliz para componentes ms grandes que estaban

sometidos a cargas superiores el cajn de torsin del estabilizador vertical y horizontal.

Pero ha sido en el A380 (2005) donde se ha extendido significativamente el uso de los

materiales compuestos. En el A380, el 25 % del peso estructural.

Como se puede ver en la figura los materiales empleados fueron:

Plstico reforzado de fibra de carbono (CRFP), en la mayora de los componentes

estructurales

Plstico reforzado con vidrio (GFRP)

Plstico reforzado con fibras de cuarzo (CFRP) en la cubierta radar

Aluminio laminado reforzado con vidrio (GLARE) , en parte de los fuselajes superiores


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Figura 22: Materiales compuestos en A380 I

Figura 23: Materiales compuestos en A380 II


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En este avin fue la primera vez que se emple el Pre-Preg fibre placement y se us en grandes

componentes importantes como son:

El fuselaje trasero

O el cajn central del ala

Por su parte Boeing (2009) contiene un 50% del peso estructural en materiales compuestos

para su modelo 787.

Figura 24: Materiales compuestos en Boeing 787

Los materiales ms utilizados como se puede ver en la figura son:

Laminados de fibra de carbono

Paneles sndwich de fibra de carbono

Fibra de vidrio

La fibra de carbono laminada es uno de los ms empleados ya que se ha usado en la mayor

parte de los componentes del fuselaje as como en las alas. Estos se han empleado en estos

lugares debido a sus apropiadas caractersticas mecnicas (resistencia a altas tensiones) as

como su facilidad de darle forma, permitiendo realizar grandes componentes sin tener que

usar gran cantidad de piezas de unin. Las estructuras de fibras de carbono sndwich se

emplean las puntas del ala y en las carenas de los motores del avin. Se suelen usar este tipo

de estructuras en esos componentes debido a su gran resistencia a compresin, y su buen

comportamiento frente a altas temperaturas. Mientras que la fibra de vidrio se ha empleado

sobre todo en la unin de las alas con el fuselaje


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Ms adelante el A350 900 XWB (2013) supuso un gran avance en uso de los materiales

compuestos ya que en este diseo el 53% del peso de la estructura era de material compuesto:

Figura 25: Materiales compuestos en A350 900 XWB [25]

El ala del A350 est compuesta de material compuesto y su estructura est formada por 2

largueros y con mltiples costillas [26]. Las cubiertas con tirantes en T y los largueros estn

fabricados en materiales compuestos. Las costillas estn fabricadas en aluminio.

Figura 26: Estructura del ala del A350


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Cada uno de los largueros estn fabricados en 3 partes (interna, media y externa); que estn

unidas por unas placas de unin; y en algunas de las partes tienen refuerzos horizontales.

Figura 27: Largueros del ala del A350

En la siguiente figura podemos ver la estructura de la cubierta del ala, con los tirantes. Donde

la parte resistente esta compuesta por carbono y las partes exteriores por fibra de vidrio y

otros tipos de materiales compuestos.


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Figura 28: Cubierta del ala del A350

En la siguiente imagen nos podemos hacer una idea de cmo es la estructura del ala del A350

Figura 29: Ala del A350


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1.4

Geometras usuales y funciones de las partes componentes.

El ala es el principal componente de un avin, su principal funcin es asegurar la sustentacin,

que compensa al peso. Esto hace que el avin pueda mantener un vuelo estable. Pero al ser

una estructura bastante grande, la evolucin tecnolgica de los aviones ha hecho que adquiera

una serie de nuevas funciones aparte de mantener el vuelo. El ala es diseada basndose en

criterios de actuaciones en vuelo, es decir la velocidad de diseo, el coeficiente de planeo, la

carga til, la maniobrabilidad del avin, todo ello implica consideraciones de diseo estructural

y finalmente factores de diseo global del avin (por ejemplo, donde poner un sistema u otro).

[27]

Un resumen de sus funciones principales sera el siguiente:

Dar sustentacin y mantener el vuelo compensando el peso del avin.

Proveer de controlabilidad al avin en vuelo. Normalmente el ala es la encargada de la

funciones de control de balance, mediante la disposicin del diedro, as como las

funciones de control alrededor del eje longitudinal mediante los alerones. En algunasalas (por ejemplo ala en delta) es tambin la encargada del control de cabeceo

(normalmente se encarga el estabilizador horizontal.

Asegurar la capacidad de despegue y aterrizaje del avin, cosa que suele realizar

ayudndose de los dispositivos hipersustentadores, aumentando el rea efectiva o el

coeficiente de sustentacin.

En aquellos aviones con motores en ala es la encargada de sujetar el o los motores y

transmitir su empuje al avin completo. As como los sistemas necesarios para el

drenaje de aire del motor, suministros de combustible al motor y control del motor

(cableado, el sistema que realiza el control del motor no est situado normalmente en

el ala).


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29

Alojar el combustible, con el paso de los aos el ala se ha adaptado para llevar en el

interior de su estructura el combustible que el avin utiliza para el vuelo. Esto es

debido a que el peso del combustible no ha de alterar la posicin del centro degravedad para mantener el centrado aerodinmico del avin. El combustible se lleva

tambin en la parte baja del encastre y en algunos aviones de transporte grandes en

un depsito trasero para mantener el centrado. Por lo tanto la estructura interna del

ala debe estar preparada para contener combustible (proteccin qumica).5

Luces y sealizacin. En los extremos del ala suelen encontrarse normalmente luces

que son utilizadas para la sealizacin como por ejemplo, la luces de navegacin.6

Soporte de armamento. En los aviones militares los misiles suelen estar montados

sobre el ala y el fuselaje.

Soporte de tanques de combustible externos, muchos aviones (en especial militares)

llevan tanques de combustible auxiliares para misiones con el alcance extendido.

Alojamiento del tren de aterrizaje, muchos aviones tiene parte o bien todo el tren de

aterrizaje dentro del ala.7

Soporte para salida de emergencia, al estar muchas salidas de emergencia localizadas

al lado del ala, el ala debe ser capaz de aguantar en un momento de evacuacin a los

pasajeros sobre ella.

Hoy en da con la introduccin de los materiales compuestos avanzados, la fabricacin de la

estructura empieza a ser de piezas integradas (larguerillos-revestimiento) pero los

componentes (aunque integrados en una pieza) siguen siendo distinguibles:

Largueros: en los aviones de fuselaje ancho suele haber tres largueros en la raz. Dos

forman la caja de torsin y el tercero asegura la forma cerca del encastre donde el ala


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es ms grande, (muchos aviones slo poseen 2 largueros). Entre los largueros anterior

y posterior estn situados los depsitos de combustible del ala. La misin de los

largueros es dar resistencia a la flexin al ala. Costillas: son estructuras que dan resistencia a la torsin al ala. Se encuentran

intercaladas de manera (ms o menos) perpendicular a los largueros. Suelen estar

vaciadas para eliminar material no necesario y aligerar peso. Junto con los largueros

dan forma a los depsitos de combustible y deben estar preparadas para resistir

qumicamente el combustible. Sus funciones principales son:

o Mantener la forma del perfil

o Transmitir las fuerzas aerodinmicas a los largueros.

o Distribuir las cargas a los largueros.

o

Estabilizar el ala contra las tensiones.o Cerrar las celdas.

o Mantener la separacin de los largueros.

o Proporcionar puntos de unin a otros componentes (tren de aterrizaje).

o Formar barreras de contencin en los tanques de combustible.

Segn su funcin se puede clasificar en las siguientes:

o Costillas de compresin: Unen los largueros entre s. Transmiten y distribuyen

equitativamente los esfuerzos en los largueros. Se colocan donde se producen

esfuerzos locales. No siempre se disponen perpendicularmente, puedencolocarse en diagonal.

o Costillas Maestras: Mantienen distanciados los largueros y dan rigidez a los

elementos.

o Costillas Comunes: No son tan fuertes. Su tarea es la de mantener la forma del

perfil y transmitir las fuerzas interiores a los largueros, distribuyndolas en

varias partes de ellos.

o Falsas costillas: Solo sirven para mantener la forma del revestimiento, y se

ubican entre el larguero y el borde de ataque o fuga.

Las partes principales de la costilla son:

o Nervio superior

o Nervio inferior

o Alma (si es metlica se suele hacer estampada) proporciona rigidez por

deformaciones verticales y diagonales.

Larguerillos: son pequeas vigas (ms pequeas que los largueros) que se sitan entre

costillas para evitar el pandeo local del revestimiento. Pueden estar integrados en el


31/189



31

propio revestimiento formando una sola pieza (suelen estar integrados en los aviones

recientes de material compuesto).

Revestimiento: es la parte externa del ala, cuya misin es resistir esfuerzos cortantes yaislar el combustible del medio ambiente. Es lo que vemos como "la piel del ala".

1.5

Tipologa de laminados y funciones que desempean.La configuracin ms utilizada en la formacin de los laminados de composites, consiste en

capas orientadas a 0, 45 y 90, dichas direcciones estn tomadas respecto del eje principal

sobre el que se encuentra aplicada la carga en la pieza a elaborar, en el caso de un ala, en su

direccin principal de envergadura.

Esencialmente, las fibras orientadas a 0 son las que se ocupan de los esfuerzos normaleslongitudinales en esa direccin, las orientadas a 45, son la que resisten las cargas de torsin

y cortadura, mientras que las fibras orientadas a 90, son la que soportan las cargas

transversales. La cantidad de capas de fibras utilizadas en cada orientacin, depende

especficamente del tipo de aplicacin en particular que se vayan a utilizar. Adems, el

recubrimiento para un panel de tipo sndwich (honeycomb), empleado para la construccin de

la caja de torsin en los aviones, est conformada en su mayora por capas con orientaciones a

0 y 45, y un menor nmero de capas orientas a 90, mientras que para un panel de la

misma clase, pero utilizado en la construccin de una viga para el piso de la aeronave puede

utilizar porciones iguales de capas orientadas a 0 y 90.

Para prevenir la deformacin de la pieza manufacturada, las capas que conforman el

composite, son usualmente orientadas simtricamente con respecto al plano medio del

laminado con igual nmero de capas orientas a-45 y +45


32/189



32

2.Antecedentes.

2.1

Introduccin.

Como se mencion previamente, para la realizacin de este proyecto se dispone de un modelo

de EF del cajn central del ala de una aeronave, desarrollado por J.M. Llamas [28], por lo que

se ha tomado esta configuracin como objeto del presente proyecto, ya que nos permitir

comparar los resultados del nuevo modelo RM con los del modelo EF ya realizado. Por ello, en

el apartado 2.2 se describir la configuracin del problema analizado (geometra, materiales,

cargas), as como la estructura del modelo EF con el que se comparar y cuya discretizacin se

usar como base para el desarrollo del nuevo modelo RM.

Por otra parte, disponemos de un programa de ordenador de desarrollo propio que

implementa el modelo simplificado de RM, enfocado al anlisis y diseo de palas de

aerogenerador. Dicho programa lo emplearemos para ejecutar el anlisis del nuevo modelo

RM de la configuracin del cajn central del ala considerada. En el apartado 2.3 se har una

descripcin de los fundamentos tericos del modelo RM y de las caractersticas generales del

programa que lo implementa.

2.2

Cajn central del cajn del Ala de una aeronave.

2.2.1 Geometra.El cajn de torsin consta de 10 elementos estructurales, que podemos dividirlos en tres

grupos: 2 revestimientos, 5 largueros y 3 costillas.


33/189



33

Figura 30: Componentes principales del cajn del ala

2.2.1.1 Revestimientos

Los revestimientos forman parte del perfil aerodinmico del ala. Ambos revestimientos estn

conectados mediante 5 largueros (en direccin longitudinal) y 3 costillas (en direccin

transversal)

2.2.1.2 Largueros

La estructura cuenta con 5 largueros, los cuales se han nombrado como larguero anterior,

larguero intermedio anterior, larguero intermedio central, larguero intermedio posterior y

larguero posterior.

Costilla de cierre

interior

Largueros

Costilla de cierre tanque

de ventilacin

Costilla de cierre exterior

Cubiertas


34/189



34

Figura 31: Disposicin de los largueros del ala

2.2.1.2.1 Larguero anterior

Es el primer larguero que nos encontramos si empezamos a recorrer el perfil del ala por el

borde de ataque. El larguero es un perfil en forma de C, y tiene una serie de agujeros cerradosy rigidizadores en su superficie anterior

Figura 32: Larguero anterior

Larguero

posterior

Larguero

intermedio

posterior

Larguero

intermedio

central

Larguero

intermedio

anterior Largueroanterior


35/189



35

2.2.1.2.2

Larguero intermedio anterior

Es el siguiente larguero que nos encontramos, en este caso tenemos un larguero que es un

perfil I, sin ninguna particularidad.

Figura 33: Larguero intermedio anterior

2.2.1.2.3

Larguero intermedio central

Es un larguero de forma anloga de forma anloga al larguero intermedio anterior.

Figura 34: Larguero intermedio central


36/189



36

2.2.1.2.4

Larguero intermedio posterior

Este larguero tiene la seccin en I, y al igual que el larguero anterior, tiene una serie de

agujeros, as como una serie de rigidizadores unidos a la cara posterior del larguero de

agujeros,

Figura 35: Larguero intermedio posterior

2.2.1.2.5 Larguero posterior

Este larguero tiene una seccin en forma de C, tambin tiene una serie de agujeros, como una

serie de rigidizadores unidos a su cara posterior

Figura 36: Larguero posterior


37/189



37

2.2.1.3 Costillas

El cajn de torsin cuenta con tres costillas repartidas a lo largo de la estructura. Las cuales se

comentan a continuacin.

2.2.1.3.1 Costilla de cierre interior

Se encuentra en la seccin ms interna del cajn de torsin. Esta costilla tiene cuatro agujeros,

de los cuales los tres de la derecha se encuentran sellados con tapaderas. Adems, esta costilla

tiene unidos como refuerzo tres rigidizadores, que son similares a las de la costilla de cierre

exterior.

Figura 37: Costilla de cierre interior

2.2.1.3.2 Costilla de cierre del tanque de ventilacin

Esta costilla se encuentra situada entre el larguero intermedio posterior y el larguero

posterior. Se encuentra a una distancia de 3575 mm de la costilla de cierre interior.


38/189



38

Figura 38: Costilla de cierre del tanque de ventilacin

2.2.1.3.3

Costilla de cierre exterior

Esta costilla se encuentra en la seccin ms externa del cajn de torsin. La costilla tiene tres

agujeros (los cuales llevan sus respectivas tapaderas) y adems tiene tres rigidizadores a su

alma.

Figura 39: Costilla de cierre exterior


39/189



39

2.2.2 Materiales.

2.2.2.1 Material Compuesto

Los revestimientos, largueros y la costilla de cierre del tanque de ventilacin estn fabricadoscon laminados de cinta de fibra de carbono unidireccional preimpregnada, del tipo UD V Z-

19.780 (AS4/8552), cuyas propiedades se describen en la siguiente tabla. Este material se usa

tambin para las tapaderas de los largueros y para los rigidizadores.

Mdulo de Young en direccin longitudinal E1 131000 MPa

Mdulo de Young en direccin longitudinal E2 8850 MPa

Coeficiente de Poisson 12 0,3

Mdulo de Cortadura G12 3950 MPa

Densidad 1.5910-9 Mg/mm3

Coeficiente longitudinal de expansin trmico -1.4010-6C-1

Coeficiente transversal de expansin trmico -2,9310-5C-1

Lmite de deformacin longitudinal de traccin Xt 0,0036

Lmite de deformacin longitudinal de compresin Xc 0,0036

Lmite de deformacin transversal de traccin Yt 0,0036

Lmite de deformacin transversal de compresin Yc 0,0036

Lmite de deformacin a cortadura S 0,0072

Tabla 1: Propiedades Material UD V Z-19.780 (AS4/8552)

Los laminados empleados para cada uno de los distintos componentes se describen en

secciones posteriores.

A menos que se indique lo contrario, la direccin de la fibra a 0 es aquella definida por la

interseccin del larguero posterior con el plano de cuerdas. El espesor nominal para cada capa

del laminado es de 0.184 mm.


40/189



40

2.2.2.2 Aluminio

El material empleado para las costillas de cierre exterior e interior es Aluminio 7050 T7451 con

las propiedades mecnicas que se describen en laTabla 1.

Mdulo de Young 71000 MPa

Mdulo de cortadura 26900 MPa

Coeficiente de Poisson 0,33

Densidad 2,8210-9 Mg/mm3

Coeficiente de expansin trmico -2,3810-5C-1

Tabla 2: Propiedades Material Aluminio 7050 T7451

2.2.2.3 Laminados.

En los siguientes apartados se describen los laminados utilizados en cada uno los componentes

estructurales que componen el ala de nuestro modelo

2.2.2.4 Cubierta inferior.

En la cubierta inferior encontramos en la mayora de las secciones los siguientes laminados en

el modelo de elementos finitos; hay 11 descripciones de laminados diferentes pero, en cuanto

a las caractersticas generales podemos clasificarlos en 4 que son los siguientes:

Descripcin

Laminado

Espesor Orden de apilado

11.LS.00 4,862 [45,-45,902,02,-45,45,0,-45,45]s

11.LS.01

11.LS.02

4,048 [45,-45,902,02,-45,45,0,-45,45]s

11.LS.03

11.LS.043,312 [45,-45,902,02,-45,45,0]s

11.LS.05

11.LS.06

11.LS.07

2,944 [45,-45,902,02,-45,45]s


41/189



41

Descripcin

Laminado


11.LS.08

11.LS.09

11.LS.10

11.LS.11

11.LS.12 4,048 [45,-45,902,02,-45,45,0,-45,45]s

Tabla 3: Laminados en la cubierta inferior

En laFigura 40 podemos ver un color por cada espesor de laminado; en este grafico podemos

ver claramente como en donde se encuentran los largueros el espesor vara y por tanto

tambin el laminado empleado. Se puede dar el caso que en las representaciones laminados

distintos estn representados con el mismo color y sean distintos solo por el cambio de

orientacin de una de las lminas. Pero debido a la gran cantidad de laminados empleados

esta representacin era la ms clara, ya que sera complicado representar un color por

laminado.

Figura 40: Cubierta inferior con identificacin de laminados segn espesor

11.LS.00

11.LS.01

11.LS.02

11.LS.03

11.LS.05

11.LS.06

11.LS.0711.LS.08

11.LS.09

11.LS.10

11.LS.11

11.LS.12


42/189



42

Luego en las zonas de las faldillas encontraremos otros tipos de laminados que son los

siguientes:

Descripcin

Laminado


11.LS.RSlff.00 9,282045,-45,90,90,0,0,-45,45,0,-45,45,45,-45,0,45,-45,0,0,90,90,-45,45,-

45,45,90,0,0,45,-45,0,45,-45,-45,45,0,-45,45,0,0,90,45,-45

11.LS.IRSlff.00 7.5140

45,-45,90,90,0,0,-45,45,0,-45,45,45,-45,0,45,-45,0,0,90,90,-45,45,0,-

45,45,0,-45,45,0,0,90,90,45,-45

11.LS.IRSlrf.00 7,29345,-45,90,90,0,0,-45,45,0,-45,45,45,-45,0,45,-45,0,0,90,90,-45,45,45,-

45,0,45,-45,0,0,90,90,-45,45

11.LS.ICSlrf.00 7,514045,-45,90,90,0,0,-45,45,0,-45,45,45,-45,0,45,-45,0,0,90,90,-45,45,45,-

45,0,90,45,-45,0,0,90,90,-45,45

11.LS.ICSlff.00 7.514045,-45,90,90,0,0,-45,45,0,-45,45,45,-45,0,45,-45,0,0,90,90,-45,45,-

45,45,0,90,-45,45,0,0,90,90,45,-45

11.LS.IFSlrf.00 7,29345,-45,90,90,0,0,-45,45,0,-45,45,45,-45,0,45,-45,0,0,90,9x0,-45,45,45,-

45,0,45,-45,0,0,90,90,-45,45

11.LS.IFSlff.00 7,29345,-45,90,90,0,0,-45,45,0,-45,45,45,-45,0,45,-45,0,0,90,90,-45,45,-

45,45,0,-45,45,0,0,90,90,45,-45

11.LS.FSlrf.00 9,282045,-45,90,90,0,0,-45,45,0,-45,45,45,-45,0,45,-45,0,0,90,90,-45,45,45,-

45,90,90,0,-45,45,0,-45,45,45,-45,0,45,-45,0,90,90,-45,45

Tabla 4: Laminados en interseccin de la cubierta inferior y los largueros en el primer tramo


43/189



43

Que estn dispuestos segn la siguienteFigura 41:

Figura 41: Identificacin de laminados por espesor en primer tramo cubierta inferior

En la segunda parte de la cubierta encontramos los siguientes materiales en los larguerillos:

Descripcin

Laminado


11.LS.RSlff.01

11.LS.RSlff.027,728

45,-45,90,90,0,0,-45,45,0,-45,45,45,-45,0,45,-45,0,0,90,90,-45,45,-

45,45,90,0,0,45,-45,0,45,-45,-45,45,0,-45,45,0,0,90,45,-45

11.LS.IRSlrf.01

11.LS.IRSlrf.026,072

45,-45,90,90,0,0,-45,45,0,-45,45,45,-45,0,45,-45,0,0,90,90,-45,45,45,-

45,0,45,-45,0,0,90,90,-45,45

11.LS.IRSlff.01

11.LS.IRSlff.026,256

45,-45,90,90,0,0,-45,45,0,-45,45,45,-45,0,45,-45,0,0,90,90,-45,45,0,-

45,45,0,-45,45,0,0,90,90,45,-45

11.LS.ICSlrf.01 6,25645,-45,90,90,0,0,-45,45,0,-45,45,45,-45,0,45,-45,0,0,90,90,-45,45,45,-

45,0,90,45,-45,0,0,90,90,-45,45

11.LS.RSlff.00

11.LS.IRSlrf.00

11.LS.IRSlrf.00

11.LS.ICSlrf.00

11.LS.ICSlff.00

11.LS.IFSlrf.00

11.LS.IFSlff.00

11.LS.FSlrf.00


44/189



44

Descripcin

Laminado


11.LS.ICSlrf.02

11.LS.ICSlff.01

11.LS.ICSlff.026,256

45,-45,90,90,0,0,-45,45,0,-45,45,45,-45,0,45,-45,0,0,90,90,-45,45,-

45,45,0,90,-45,45,0,0,90,90,45,-45

11.LS.IFSlrf.01

11.LS.IFSlrf.026,072

45,-45,90,90,0,0,-45,45,0,-45,45,45,-45,0,45,-45,0,0,90,90,-45,45,45,-

45,0,45,-45,0,0,90,90,-45,45

11.LS.IFSlff.01

11.LS.IFSlff.026,072

45,-45,90,90,0,0,-45,45,0,-45,45,45,-45,0,45,-45,0,0,90,90,-45,45,-

45,45,0,-45,45,0,0,90,90,45,-45

11.LS.FSlrf.01

11.LS.FSlrf.027,7280

45,-45,90,90,0,0,-45,45,0,-45,45,45,-45,0,45,-45,0,0,90,90,-45,45,45,-

45,90,90,0,-45,45,0,-45,45,45,-45,0,45,-45,0,90,90,-45,45

Tabla 5: Laminados en interseccin de la cubierta inferior y los largueros en el primer tramo

Dispuestos de la manera que se muestra en laFigura 42:

Figura 42: Identificacin de laminados por espesor en el segundo tramo de cubierta inferior

11.LS.RSlff.01

11.LS.RSlff.02

11.LS.IRSlff.01

11.LS.IRSlff.02

11.LS.IRSlrf.01

11.LS.IRSlrf.0211.LS.ICSlrf.01

11.LS.ICSlrf.02

11.LS.ICSlff.01

11.LS.ICSlff.02

11.LS.IFSlrf.01

11.LS.IFSlrf.02

11.LS.IFSlff.01

11.LS.IFSlff.02

11.LS.FSlrf.01

11.LS.FSlrf.02


45/189



45

En el siguiente trozo de la cubierta inferior nos encontramos los siguientes laminados:

Descripcin

Laminado


11.LS.RSlff.03

11.LS.RSlff.046,992

45,-45,90,90,0,0,-45,45,0,0,45,-45,0,0,90,90,-45,45,-45,45,90,0,0,45,-

45,0,45,-45,-45,45,0,-45,45,0,0,90,45,-45

11.LS.IRSlrf.03 5,33645,-45,90,90,0,0,-45,45,0,0,45,-45,0,0,90,90,-45,45,45,-45,0,45,-

45,0,0,90,90,-45,45

11.LS.IRSlrf.04 5,15245,-45,90,90,0,0,-45,45,0,0,45,-45,0,0,90,90,-45,45,45,-45,0,45,-

45,0,90,90,-45,45

11.LS.IRSlff.03 5.33645,-45,90,90,0,0,-45,45,0,0,45,-45,0,0,90,90,-45,45,-45,45,0,-

45,45,0,0,90,90,45,-45

11.LS.IRSlff.04 5.15245,-45,90,90,0,0,-45,45,0,0,45,-45,0,0,90,90,-45,45,-45,45,0,-

45,45,0,90,90,45,-45

11.LS.ICSlrf.03 5,5245,-45,90,90,0,0,-45,45,0,0,45,-45,0,0,90,90,-45,45,45,-45,0,90,45,-

45,0,0,90,90,-45,45

11.LS.ICSlrf.04 5,33645,-45,90,90,0,0,-45,45,0,0,45,-45,0,0,90,90,-45,45,45,-45,0,45,-

45,0,0,90,90,-45,45

11.LS.ICSlff.03 5,5245,-45,90,90,0,0,-45,45,0,0,45,-45,0,0,90,90,-45,45,-45,45,0,90,-

45,45,0,0,90,90,45,-45

11.LS.ICSlff.04 5,33645,-45,90,90,0,0,-45,45,0,0,45,-45,0,0,90,90,-45,45,-45,45,0,-

45,45,0,0,90,90,45,-45

11.LS.IFSlrf.03 5,33645,-45,90,90,0,0,-45,45,0,0,45,-45,0,0,90,90,-45,45,45,-45,0,45,-

45,0,0,90,90,-45,45

11.LS.IFSlrf.04 5,15245,-45,90,90,0,0,-45,45,0,0,45,-45,0,0,90,90,-45,45,45,-45,0,45,-

45,0,90,90,-45,45

11.LS.IFSlff.03 5,33645,-45,90,90,0,0,-45,45,0,0,45,-45,0,0,90,90,-45,45,-45,45,0,-

45,45,0,0,90,90,45,-45

11.LS.IFSlff.04 5,15245,-45,90,90,0,0,-45,45,0,0,45,-45,0,0,90,90,-45,45,-45,45,0,-

45,45,0,90,90,45,-45

11.LS.FSlrf.03 6,9920 45,-45,90,90,0,0,-45,45,0,0,45,-45,0,0,90,90,-45,45,45,-45,90,90,0,-


46/189



46

Descripcin

Laminado


11.LS.FSlrf.04 45,45,0,-45,45,45,-45,0,45,-45,0,90,90,-45,45

Tabla 6: Laminados en interseccin de la cubierta inferior y los largueros en el segundo tramo

La disposicin de los laminados se muestra en laFigura 43:

Figura 43: Identificacin de laminados por espesor en el tercer tramo de cubierta inferior

Descripcin

Laminado


11.LS.RSlff.05 6,62445,-45,90,90,0,0,-45,45,45,-45,0,0,90,90,-45,45,-45,45,90,0,0,45,-

45,0,45,-45,-45,45,0,-45,45,0,0,90,45,-45

11.LS.RSlff.06

11.LS.RSlff.07

11.LS.RSlff.08

11.LS.RSlff.09

6,25645,-45,90,90,0,0,-45,45,45,-45,0,0,90,90,-45,45,-45,45,90,0,45,-

45,0,45,-45,-45,45,0,-45,45,0,90,45,-45

11.LS.RSlff.03

11.LS.RSlff.04

11.LS.ICSlrf.03

11.LS.IRSlff.03

11.LS.IFSlrf.04

11.LS.IFSlff.03

11.LS.ICSlff.0411.LS.FSlrf.03

11.LS.FSlrf.04

11.LS.IRSlff.04

11.LS.IRSlrf.03

11.LS.IRSlrf.04

11.LS.ICSlrf.04

11.LS.ICSlff.03

11.LS.IFSlrf.03

11.LS.IFSlff.04


47/189



47

Descripcin

Laminado


11.LS.RSlff.10

11.LS.RSlff.115,52

45,-45,90,90,0,0,-45,45,45,-45,0,0,90,90,-45,45,-45,45,90,0,0,45,-45,-

45,45,0,0,90,45,-45

11.LS.IRSlrf.05 4,78345,-45,90,90,0,0,-45,45,45,-45,0,0,90,90,-45,45,45,-45,0,45,-

45,0,90,90,-45,45

11.LS.IRSlff.05 4,78345,-45,90,90,0,0,-45,45,45,-45,0,0,90,90,-45,45,-45,45,0,-

45,45,0,90,90,45,-45

11.LS.IRSlrf.06

11.LS.IRSlrf.07

11.LS.IRSlrf.08

11.LS.IRSlrf.09

11.LS.IRSlrf.10

11.LS.IRSlrf.11

4,645,-45,90,90,0,0,-45,45,45,-45,0,0,90,90,-45,45,45,-45,45,-45,0,90,90,-

45,45

11.LS.IRSlff.06

11.LS.IRSlff.07

11.LS.IRSlff.08

11.LS.IRSlff.09

11.LS.IRSlff.10

11.LS.IRSlff.11

4,645,-45,90,90,0,0,-45,45,45,-45,0,0,90,90,-45,45,-45,45,-

45,45,0,90,90,45,-45

11.LS.ICSlrf.05 4.967 45,-45,90,90,0,0,-45,45,45,-45,0,0,90,90,-45,45,45,-45,0,45,-45,0,0,90,90,-45,45

11.LS.ICSlff.05 4.96745,-45,90,90,0,0,-45,45,45,-45,0,0,90,90,-45,45,-45,45,0,-

45,45,0,0,90,90,45,-45

11.LS.ICSlrf.06

11.LS.ICSlrf.074.783

45,-45,90,90,0,0,-45,45,45,-45,0,0,90,90,-45,45,45,-45,0,45,-

45,0,90,90,-45,45


48/189



48

Descripcin

Laminado


11.LS.ICSlff.06

11.LS.ICSlff.074.783

45,-45,90,90,0,0,-45,45,45,-45,0,0,90,90,-45,45,-45,45,0,-

45,45,0,90,90,45,-45

11.LS.ICSlrf.08

11.LS.ICSlrf.094,6

45,-45,90,90,0,0,-45,45,45,-45,0,0,90,90,-45,45,45,-45,0,45,-45,0,90,-

45,45

11.LS.ICSlff.08

11.LS.ICSlff.094,6

45,-45,90,90,0,0,-45,45,45,-45,0,0,90,90,-45,45,-45,45,0,-

45,45,0,90,45,-45

11.LS.ICSlrf.10

11.LS.ICSlrf.114,231 45,-45,90,90,0,0,-45,45,45,-45,0,0,90,90,-45,45,45,-45,0,0,90,-45,45

11.LS.ICSlff.10

11.LS.ICSlff.114.231 45,-45,90,90,0,0,-45,45,45,-45,0,0,90,90,-45,45,-45,45,0,0,90,45,-45

11.LS.IFSlrf.05 4,78345,-45,90,90,0,0,-45,45,45,-45,0,0,90,90,-45,45,45,-45,0,45,-

45,0,90,90,-45,45

11.LS.IFSlff.05 4,78345,-45,90,90,0,0,-45,45,45,-45,0,0,90,90,-45,45,-45,45,0,-

45,45,0,90,90,45,-45

11.LS.IFSlrf.06

11.LS.IFSlrf.07

11.LS.IFSlrf.08

11.LS.IFSlrf.09

4,645,-45,90,90,0,0,-45,45,45,-45,0,0,90,90,-45,45,45,-45,0,45,-45,0,90,-

45,45

11.LS.IFSlff.06

11.LS.IFSlff.07

11.LS.IFSlff.08

11.LS.IFSlff.09,

4,645,-45,90,90,0,0,-45,45,45,-45,0,0,90,90,-45,45,-45,45,0,-

45,45,0,90,45,-45

11.LS.IFSlrf.10

11.LS.IFSlrf.114.23 45,-45,90,90,0,0,-45,45,45,-45,0,0,90,90,-45,45,45,-45,0,0,90,-45,45


49/189



49

Descripcin

Laminado


11.LS.FSlrf.05 6.62445,-45,90,90,0,0,-45,45,45,-45,0,0,90,90,-45,45,45,-45,90,90,0,-

45,45,0,-45,45,45,-45,0,45,-45,0,90,90,-45,45

11.LS.FSlrf.06

11.LS.FSlrf.07

11.LS.FSlrf.08

11.LS.FSlrf.09

11.LS.FSlrf.10

11.LS.FSlrf.11

6,25645,-45,90,90,0,0,-45,45,45,-45,0,0,90,90,-45,45,45,-45,90,90,0,-45,45,-

45,45,45,-45,45,-45,0,90,90,-45,45

Tabla 7: Laminados en interseccin de la cubierta inferior y los largueros en el tercer tramo

Los laminados de la tabla superior se distribuyen como se muestra en laFigura 44:

Figura 44: Identificacin de laminados por espesor en el cuarto tramo de cubierta inferior

11.LS.ICSlrf.06

11.LS.ICSlrf.07

11.LS.IRSlrf.06

11.LS.IRSlrf.07

11.LS.IRSlrf.08

11.LS.IRSlrf.09

11.LS.IRSlrf.10

11.LS.IRSlrf.11

11.LS.RSlff.06

11.LS.RSlff.07

11.LS.RSlff.08

11.LS.IFSlrf.06

11.LS.IFSlrf.07

11.LS.ICSlff.10

11.LS.ICSlff.06

11.LS.ICSlff.07

11.LS.RSlff.10

11.LS.RSlff.11

11.LS.ICSlrf.08

11.LS.ICSlrf.09

11.LS.IFSlrf.05

11.LS.RSlff.0511.LS.IRSlrf.05

11.LS.ICSlrf.10

11.LS.IRSlff.05

11.LS.IRSlff.06

11.LS.IRSlff.07

11.LS.IRSlff.08

11.LS.IRSlff.09

11.LS.ICSlrf.05

11.LS.ICSlff.05

11.LS.ICSlff.08

11.LS.ICSlff.09

11.LS.IFSlff.05

11.LS.IFSlff.06

11.LS.IFSlff.07

11.LS.IFSlrf.1011.LS.IFSlff.10

11.LS.FSlrf.06

11.LS.FSlrf.07

11.LS.FSlrf.08


50/189



50

En el ltimo grupo de la cubierta inferior encontramos los siguientes laminados:

Descripcin

Laminado


11.LS.RSlff.12 6,62445,-45,90,90,0,0,-45,45,0,-45,45,45,-45,0,45,-45,0,0,90,90,-45,45,-

45,45,90,0,0,45,-45,-45,45,0,0,90,45,-45

11.LS.IRSlrf.12 5,70445,-45,90,90,0,0,-45,45,0,-45,45,45,-45,0,45,-45,0,0,90,90,-45,45,45,-

45,45,-45,0,90,90,-45,45

11.LS.IRSlff.12 5,70445,-45,90,90,0,0,-45,45,0,-45,45,45,-45,0,45,-45,0,0,90,90,-45,45,-

45,45,-45,45,0,90,90,45,-45

11.LS.ICSlrf.12 5,33645,-45,90,90,0,0,-45,45,0,-45,45,45,-45,0,45,-45,0,0,90,90,-45,45,45,-

45,0,0,90,-45,45

11.LS.ICSlff.12 5,33645,-45,90,90,0,0,-45,45,0,-45,45,45,-45,0,45,-45,0,0,90,90,-45,45,-

45,45,0,0,90,45,-45

11.LS.IFSlrf.12 5,33645,-45,90,90,0,0,-45,45,0,-45,45,45,-45,0,45,-45,0,0,90,90,-45,45,45,-

45,0,0,90,-45,45

11.LS.IFSlff.12 5,33645,-45,90,90,0,0,-45,45,0,-45,45,45,-45,0,45,-45,0,0,90,90,-45,45,-

45,45,0,0,90,45,-45

11.LS.FSlrf.12 7.36045,-45,90,90,0,0,-45,45,0,-45,45,45,-45,0,45,-45,0,0,90,90,-45,45,45,-

45,90,90,0,-45,45,-45,45,45,-45,45,-45,0,90,90,-45,45

Tabla 8: Laminados en interseccin de la cubierta inferior y los largueros en el cuarto tramo


51/189



51

En esta ltima seccin los laminados estn distribuidos segn laFigura 45:

Figura 45: Identificacin de laminados por espesor en el ltimo tramo exterior de cubierta

inferior

2.2.2.5 Larguero anterior (Front Spar, FS)

Los materiales que nos encontramos en este larguero son los siguientes (en este caso adems

de los laminados nos encontramos con tapas que son de aluminio):

Descripcin

Laminado


21.FSw.00 3,977 45,-45,90,90,0,-45,45,-45,45,45,-45,45,-45,0,90,90,-45,45

21.FSw.01

21.FSw.02

21.FSw.03

21.FSw.04

21.FSw.05

3,312 45,-45,90,90,0,-45,45,-45,45,45,-45,45,-45,0,90,90,-45,45

11.LS.RSlff.12

11.LS.IRSlrf.12

11.LS.IRSlff.1211.LS.ICSlrf.12

11.LS.ICSlff.12

11.LS.IFSlrf.12

11.LS.IFSlff.12

11.LS.FSlrf.12


52/189



52

Descripcin

Laminado


21.FSw.07

21.FSw.08

21.FSw.09

21.FSw.10

21.FSw.11

21.FSw.12

2,576 45,-45,90,90,0,-45,45,45,-45,0,90,90,-45,45

21.FSc.00 4.42 45,-45,90,90,0,-45,45,0,-45,45,45,-45,0,45,-45,0,90,90,-45,45

21.FSc.01

21.FSc.02

21.FSc.03

21.FSc.04

21.FSc.05

3,68 45,-45,90,90,0,-45,45,0,-45,45,45,-45,0,45,-45,0,90,90,-45,45

21.FSc.06

21.FSc.07

21.FSc.08

21.FSc.09

21.FSc.10

21.FSc.11

21.FSc.12

3,312 45,-45,90,90,0,-45,45,-45,45,45,-45,45,-45,0,90,90,-45,45


53/189



53

Descripcin

Laminado


21.FSw.TSfif.01

21.FSw.TSfof.01

21.FSw.TSfif.02

21.FSw.TSfof.02

21.FSw.TSfif.03

21.FSw.TSfof.03

21.FSw.TSfif.04

21.FSw.TSfof.04

21.FSw.TSfif.05

21.FSw.TSfof.05

4,9689-45,45,90,90,0,90,90,45,-45,45,-45,90,90,0,-45,45,-45,45,45,-45,45,-

45,0,90,90,-45,45


54/189



54

Descripcin

Laminado


21.FSw.TSfif.06

21.FSw.TSfof.06

21.FSw.TSfif.07

21.FSw.TSfof.07

21.FSw.TSfif.08

21.FSw.TSfof.08

21.FSw.TSfif.09

21.FSw.TSfof.09

21.FSw.TSfif.10

21.FSw.TSfof.10

21.FSw.TSfif.11

21.FSw.TSfof.11

21.FSw.TSfif.12

21.FSw.TSfof.12

4,232 -45,45,90,90,0,90,90,45,-45,45,-45,90,90,0,-45,45,45,-45,0,90,90,-45,45


55/189



55

Descripcin

Laminado


21.FSc.TSfif.01

21.FSc.TSfof.01

21.FSc.TSfif.02

21.FSc.TSfof.02

21.FSc.TSfif.03

21.FSc.TSfof.03

21.FSc.TSfif.04

21.FSc.TSfof.04

21.FSc.TSfif.05

21.FSc.TSfof.05

5,336-45,45,90,90,0,90,90,45,-45,45,-45,90,90,0,-45,45,0,-45,45,45,-45,0,45,-

45,0,90,90,-45,45


56/189



56

Descripcin

Laminado


21.FSc.TSfif.06

21.FSc.TSfof.06

21.FSc.TSfif.07

21.FSc.TSfof.07

21.FSc.TSfif.08

21.FSc.TSfof.08

21.FSc.TSfif.09

21.FSc.TSfof.09

21.FSc.TSfif.10

21.FSc.TSfof.10

21.FSc.TSfif.11

21.FSc.TSfof.11

21.FSc.TSfif.12

21.FSc.TSfof.12

4,968-45,45,90,90,0,90,90,45,-45,45,-45,90,90,0,-45,45,-45,45,45,-45,45,-

45,0,90,90,-45,45

40.TS.01 3,312 45,-45,0,0,90,0,0,-45,45,-45,45,0,0,90,0,0,45,-45

50.HC 2 Aluminio

Tabla 9: Laminados en larguero anterior


57/189



57

La distribucin de los laminados se puede observar en laFigura 46:

Figura 46: Localizacin de los distintos laminados (colores funcin del espesor)

2.2.2.6 Larguero Intermedio anterior (Intermediate Front Spar, IFS)

Descripcin

Laminado


22.IFSw.01

22.IFSw.024,2319 45,-45,90,90,0,0,-45,45,0,-45,45,0,45,-45,0,45,-45,0,0,90,90,-45,45

22.IFSw.03 4,048 45,-45,90,90,0,0,-45,45,0,-45,45,45,-45,0,45,-45,0,0,90,90,-45,45

22.IFSw.04

22.IFSw.053,68 45,-45,90,90,0,-45,45,0,-45,45,45,-45,0,45,-45,0,90,90,-45,45

21.FSc.01

21.FSc.02

21.FSc.03

21.FSc.04

21.FSc.05

21.FSw.01

21.FSw.02

21.FSw.03

21.FSw.04

21.FSw.05

21.FSw.07

21.FSw.08

21.FSw.09

21.FSw.10

21.FSw.11

21.FSw.12

21.FSw.TSfif.01

21.FSw.TSfof.01

21.FSw.TSfif.02

21.FSw.TSfof.02

21.FSw.TSfif.03

21.FSc.06

21.FSc.07

21.FSc.08

21.FSc.09

21.FSc.TSfif.06

21.FSc.TSfof.06

21.FSc.TSfif.07

21.FSc.TSfof.07

21.FSc.TSfif.08

21.FSc.TSfof.08

21.FSc.TSfif.09

40.TS.01 50.HC


58/189



58

Descripcin

Laminado


22.IFSw.06

22.IFSw.07

22.IFSw.08

22.IFSw.09

3,312 45,-45,90,0,-45,45,0,-45,45,45,-45,0,45,-45,0,90,-45,45

22.IFSw.10

22.IFSw.11

22.IFSw.12

2,576 45,-45,90,0,0,-45,45,45,-45,0,0,90,-45,45

Tabla 10: Laminados en larguero intermedio anterior

Que estn distribuidos como se puede ver en laFigura 47:

Figura 47: Laminados en larguero intermedio anterior

22.IFSw.01

22.IFSw.0222.IFSw.03

22.IFSw.04

22.IFSw.05

22.IFSw.06

22.IFSw.07

22.IFSw.08

22.IFSw.09

22.IFSw.10

22.IFSw.11

22.IFSw.12


59/189



59

2.2.2.7 Larguero Intermedio Central (Intermediate Central Spar, ICS)

Descripcin

Laminado


23.ICSw.01

23.ICSw.024,6

45,-45,90,90,0,0,-45,45,90,0,-45,45,0,45,-45,0,90,45,-45,0,0,90,90,-

45,45

23.ICSw.03 4,416 45,-45,90,90,0,0,-45,45,90,0,-45,45,45,-45,0,90,45,-45,0,0,90,90,-45,45

23.ICSw.04

23.ICSw.05

4,048 45,-45,90,90,0,0,-45,45,0,-45,45,45,-45,0,45,-45,0,0,90,90,-45,45

23.ICSw.06

23.ICSw.073,680 45,-45,90,90,0,-45,45,0,-45,45,45,-45,0,45,-45,0,90,90,-45,45

23.ICSw.08

23.ICSw.093,312 45,-45,90,0,-45,45,0,-45,45,45,-45,0,45,-45,0,90,-45,45

23.ICSw.10

23.ICSw.11

23.ICSw.12

2,576 45,-45,90,0,0,-45,45,45,-45,0,0,90,-45,45

Tabla 11: Laminados en larguero intermedio Central

Que estn distribuidos como se muestran en laFigura 48:


60/189



60

Figura 48: Laminados en larguero intermedio central

2.2.2.8 Larguero Intermedio Posterior (Intermediate Rear Spar, IRS)

En este caso adems de los laminados tenemos las tapas de los agujeros circulares que estn

fabricadas en aluminio. Los laminados son los siguientes:

Descripcin

Laminado


24.IRSw.01

24.IRSc.01

24.IRSc.02

24.IRSw.02

4,232 45,-45,90,90,0,0,-45,45,0,-45,45,0,45,-45,0,45,-45,0,0,90,90,-45,45

24.IRSc.03

24.IRSw.03

4,048 45,-45,90,90,0,0,-45,45,0,-45,45,45,-45,0,45,-45,0,0,90,90,-45,45

24.IRSw.04

24.IRSc.04

24.IRSw.05

24.IRSc.05

3,680 45,-45,90,90,0,-45,45,0,-45,45,45,-45,0,45,-45,0,90,90,-45,45

23.ICSw.01

23.ICSw.03

23.ICSw.0423.ICSw.06

23.ICSw.08

23.ICSw.10

23.ICSw.11


61/189



61

Descripcin

Laminado


24.IRSw.06

24.IRSc.06

24.IRSw.07

24.IRSc.07

24.IRSw.08

24.IRSc.08

24.IRSw.09

24.IRSc.09

24.IRSc.10

24.IRSc.11

24.IRSc.12

3,312 45,-45,90,90,0,-45,45,-45,45,45,-45,45,-45,0,90,90,-45,45

24.IRSw.10

24.IRSw.11

24.IRSw.12

2,576 45,-45,90,90,0,-45,45,45,-45,0,90,90,-45,45

24.IRSw.TSrif.01

24.IRSc.TSrof.01

24.IRSc.TSrif.02

24.IRSc.TSrof.02

5,88845,-45,90,90,0,0,-45,45,0,-45,45,0,45,-45,0,45,-45,0,0,90,90,-45,45,45,-

45,90,90,0,90,90,-45,45

24.IRSc.TSrif.03

24.IRSc.TSrof.035,704

45,-45,90,90,0,0,-45,45,0,-45,45,45,-45,0,45,-45,0,0,90,90,-45,45,45,-

45,90,90,0,90,90,-45,45


62/189



62

Descripcin

Laminado


24.IRSc.TSrif.04

24.IRSc.TSrof.04

24.IRSc.TSrif.05

24.IRSc.TSrof.05

5,33645,-45,90,90,0,-45,45,0,-45,45,45,-45,0,45,-45,0,90,90,-45,45,45,-

45,90,90,0,90,90,-45,45

24.IRSc.TSrif.06

24.IRSc.TSrof.06

24.IRSc.TSrif.07

24.IRSc.TSrof.07

24.IRSc.TSrif.08

24.IRSc.TSrof.08

24.IRSc.TSrif.09

24.IRSc.TSrof.09

24.IRSc.TSrif.10

24.IRSc.TSrof.10

24.IRSc.TSrif.11

24.IRSc.TSrof.11

24.IRSc.TSrif.12

24.IRSc.TSrof.12

4,96845,-45,90,90,0,-45,45,-45,45,45,-45,45,-45,0,90,90,-45,45,45,-

45,90,90,0,90,90,-45,45


63/189



63

Descripcin

Laminado


24.IRSw.TSrif.10

24.IRSw.TSrof.10

24.IRSw.TSrif.11

24.IRSw.TSrof.11

24.IRSw.TSrif.12

24.IRSw.TSrof.12

4,232 45,-45,90,90,0,-45,45,45,-45,0,90,90,-45,45,45,-45,90,90,0,90,90,-45,45

40.TS.01 3,312 45,-45,0,0,90,0,0,-45,45,-45,45,0,0,90,0,0,45,-45

Tabla 12: Laminados en larguero intermedio Posterior

Los laminados estn distribuidos segn se muestra en laFigura 49:


64/189



64

Figura 49: Laminados en larguero intermedio posterior

24.IRSw.TSrif.10

24.IRSw.TSrof.10

24.IRSw.TSrif.11

24.IRSw.TSrof.11

24.IRSw.TSrif.12

24.IRSw.TSrof.12

24.IRSw.10

24.IRSw.11

Aluminio

24.IRSc.TSrif.03

24.IRSc.TSrof.03 24.IRSc.0124.IRSc.02

24.IRSw.TSrif.01

24.IRSc.TSrof.01

24.IRSc.TSrif.02

24.IRSc.TSrof.02

24.IRSc.04

24.IRSc.05

24.IRSc.TSrif.04

24.IRSc.TSrof.04

24.IRSc.TSrif.05

24.IRSc.TSrof.05

24.IRSw.06

24.IRSc.06

24.IRSw.07

24.IRSc.07

24.IRSw.0824.IRSc.08

24.IRSw.09

24.IRSc.09

24.IRSc.10

24.IRSc.11

24.IRSc.12

24.IRSc.TSrif.06

24.IRSc.TSrof.06

24.IRSc.TSrif.07

24.IRSc.TSrof.07

24.IRSc.TSrif.08

24.IRSc.TSrof.08

24.IRSc.TSrif.09

24.IRSc.TSrof.09

24.IRSc.TSrif.10

24.IRSc.TSrof.10

24.IRSc.TSrif.11

24.IRSc.TSrof.11

24.IRSc.TSrif.12

24.IRSc.TSrof.12

40.TS.01


65/189



65

2.2.2.9 Larguero posterior (Rear Spar, RS)

Descripcin

Laminado


25.RSw.01

25.RSw.02

25.RSw.03

25.RSw.04

25.RSw.05

3,68 45,-45,90,0,0,-45,45,0,-45,45,45,-45,0,45,-45,0,0,90,-45,45

25.RSw.06

25.RSw.07

25.RSw.08

25.RSw.09

3,312 45,-45,90,0,-45,45,0,-45,45,45,-45,0,45,-45,0,90,-45,45

25.RSw.10

25.RSw.11

25.RSw.12

2,576 45,-45,90,0,0,-45,45,45,-45,0,0,90,-45,45

25.RSw.TSrif.01

25.RSw.TSrof.01

25.RSw.TSrif.02

25.RSw.TSrof.02

25.RSw.TSrif.03

25.RSw.TSrof.03

25.RSw.TSrif.04

25.RSw.TSrof.04

25.RSw.TSrif.05

25.RSw.TSrof.05

5,33645,-45,90,0,0,-45,45,0,-45,45,45,-45,0,45,-45,0,0,90,-45,45,45,-

45,90,90,0,90,90,-45,45


66/189



66

Descripcin

Laminado


25.RSw.TSrif.07

25.RSw.TSrof.07

25.RSw.TSrof.08

25.RSw.TSrif.09

25.RSw.TSrof.09

4.96845,-45,90,0,-45,45,0,-45,45,45,-45,0,45,-45,0,90,-45,45,45,-

45,90,90,0,90,90,-45,45

25.RSw.TSrif.11

25.RSw.TSrof.11

25.RSw.TSrof.12

4.232 45,-45,90,0,0,-45,45,45,-45,0,0,90,-45,45,45,-45,90,90,0,90,90,-45,45

40.TS.01

Tabla 13: Laminados en larguero Posterior


67/189



67

La distribucin de los laminados la podemos ver en laFigura 50:

Figura 50: Laminados en larguero posterior

2.2.2.10 Cubierta Superior (Upper Cover UC)

Los laminados en la cubierta superior son los siguientes:

DescripcinLaminado


12.US.00 6,63545,-45,90,90,0,0,0,-45,45,0,0,0,-45,45,0,0,45,-45,0,0,0,45,-

45,0,0,0,90,90,-45,45

12.US.01 5,5245,-45,90,90,0,0,0,-45,45,0,0,0,-45,45,0,0,45,-45,0,0,0,45,-

45,0,0,0,90,90,-45,45

12.US.02 5,15245,-45,90,90,0,0,0,-45,45,0,0,-45,45,0,0,45,-45,0,0,45,-45,0,0,0,90,90,-

45,45

25.RSw.01

25.RSw.02

25.RSw.03

25.RSw.04

25.RSw.05

40.TS.01

25.RSw.06

25.RSw.07

25.RSw.08

25.RSw.09

25.RSw.10

25.RSw.11

25.RSw.TSrif.01

25.RSw.TSrof.01

25.RSw.TSrif.02

25.RSw.TSrof.02

25.RSw.TSrif.03

25.RSw.TSrof.03

25.RSw.TSrif.04

25.RSw.TSrof.04

25.RSw.TSrif.05

25.RSw.TSrof.05

25.RSw.TSrif.07

25.RSw.TSrof.07

25.RSw.TSrof.08

25.RSw.TSrif.09

25.RSw.TSrif.11

25.RSw.TSrof.11

25.RSw.TSrof.12


68/189



68

Descripcin

Laminado


12.US.03 4,78445,-45,90,90,0,0,0,-45,45,0,0,-45,45,45,-45,0,0,45,-45,0,0,0,90,90,-

45,45

12.US.04

12.US.054,048 45,-45,90,90,0,0,-45,45,0,-45,45,45,-45,0,45,-45,0,0,90,90,-45,45

12.US.06 3,312 45,-45,90,90,0,0,-45,45,0,0,45,-45,0,0,90,90,-45,45

11.US.07

12.US.08

12.US.09

12.US.10

12.US.11

2,944 45,-45,90,90,0,0,-45,45,45,-45,0,0,90,90,-45,45

12.US.12 4,048 45,-45,90,90,0,0,-45,45,0,-45,45,45,-45,0,45,-45,0,0,90,90,-45,45

Tabla 14: Laminados en Cubierta superior


69/189



69

Los principales laminados se muestran como estn distribuidos en laFigura 51:

Figura 51: Laminados en cubierta superior

Al largo de la cubierta tenemos distintos materiales en las faldillas de los largueros:

Descripcin

Laminado


12.US.FSurf.01 9,2-45,45,90,90,0,45,-45,0,45,-45,-45,45,0,-45,45,0,90,90,45,-45,45,-45,90,90,0,0,0,-45,45,0,0,0,-45,45,0,0,45,-45,0,0,0,45,-45,0,0,0,90,90,-

45,45

12.US.FSurf.02 8,831

-45,45,90,90,0,45,-45,0,45,-45,-45,45,0,-45,45,0,90,90,45,-45,45,-

45,90,90,0,0,0,-45,45,0,0,-45,45,0,0,45,-45,0,0,45,-45,0,0,0,90,90,-

45,45

12.US.FSurf.03 8.464-45,45,90,90,0,45,-45,0,45,-45,-45,45,0,-45,45,0,90,90,45,-45,45,-

45,90,90,0,0,0,-45,45,0,0,-45,45,45,-45,0,0,45,-45,0,0,0,90,90,-45,45

12.US.00

12.US.01

12.US.02

12.US.03

12.US.04

12.US.05

12.US.06

11.US.07

12.US.08

12.US.09

12.US.10

12.US.11

12.US.12


70/189



70

Descripcin

Laminado


12.US.IFSurf.01 7,5441-45,45,90,90,0,0,45,-45,0,45,-45,45,-45,90,90,0,0,0,-45,45,0,0,0,-

45,45,0,0,45,-45,0,0,0,45,-45,0,0,0,90,90,-45,45

12.US.IFSuff.01 7,544145,-45,90,90,0,0,-45,45,0,-45,45,45,-45,90,90,0,0,0,-45,45,0,0,0,-

45,45,0,0,45,-45,0,0,0,45,-45,0,0,0,90,90,-45,45

12.US.IFSuff.02 7,17645,-45,90,90,0,0,-45,45,0,-45,45,45,-45,90,90,0,0,0,-45,45,0,0,-

evaluacion de tensiones normales

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