🔴​✈️ 10. Tipos de Aviones según su Estructura y Materiales - Types of aircraft construction 🚁​

Estructura de Celosía (Truss Structure)

El principal inconveniente de la estructura de celosía es su falta de una forma aerodinámica (streamlined). En este método de construcción, se sueldan en su lugar longitudes de tubería, denominadas largueros (longerons), para formar un marco (framework) bien arriostrado. Los montantes (struts) verticales y horizontales se sueldan a los largueros y confieren a la estructura una forma cuadrada o rectangular vista desde el extremo. Se necesitan montantes adicionales para resistir la tensión (stress) que puede provenir de cualquier dirección. Se añaden viguetas (stringers) y mamparos (bulkheads) o piezas de forma (formers) para moldear el fuselaje y soportar el revestimiento (covering).

A medida que progresó la tecnología, los diseñadores aeronáuticos comenzaron a encerrar los elementos de la celosía para hacer el avión más aerodinámico y mejorar el rendimiento (performance). Originalmente esto se lograba con tela de algodón, que eventualmente dio paso a metales livianos como el aluminio. En algunos casos, el revestimiento exterior (outside skin) puede soportar la totalidad o una parte importante de las cargas de vuelo (flight loads). La mayoría de las aeronaves modernas utilizan una forma de esta estructura de piel sometida a tensión (stressed skin) conocida como construcción monocasco o semimonocasco.

Monocasco (Monocoque)

La construcción monocasco utiliza la piel sometida a tensión para soportar casi todas las cargas (loads), de manera muy similar a una lata de bebida de aluminio. Aunque es muy fuerte, la construcción monocasco no es altamente tolerante a la deformación de la superficie. Por ejemplo, una lata de bebida de aluminio soporta fuerzas considerables en los extremos, pero si el lateral de la lata se deforma ligeramente mientras soporta una carga, colapsa fácilmente.

Debido a que la mayoría de los esfuerzos (stresses) de torsión y flexión son transportados por el revestimiento externo (external skin) en lugar de por un marco abierto, la necesidad de arriostramiento interno (internal bracing) se eliminó o redujo, ahorrando peso y maximizando el espacio. Uno de los métodos notables e innovadores para usar la construcción monocasco fue empleado por Jack Northrop. En 1918, ideó una nueva forma de construir un fuselaje monocasco para el Lockheed S-1 Racer. La técnica utilizaba dos medias cáscaras (shells) moldeadas de madera contrachapada (plywood) que se pegaban alrededor de aros o viguetas de madera. 

Para construir las medias cáscaras, en lugar de pegar muchas tiras de madera contrachapada sobre una forma, tres grandes juegos de tiras de abeto se empaparon con pegamento y se colocaron en un molde de hormigón semicircular que parecía una bañera. Luego, bajo una tapa firmemente sujeta, se infló un globo de goma en la cavidad para presionar la madera contrachapada contra el molde. Veinticuatro horas después, la media cáscara lisa estaba lista para unirse a otra y crear el fuselaje. 

Las dos mitades tenían cada una menos de un cuarto de pulgada de grosor. Aunque se empleó en el período de aviación temprana, la construcción monocasco no resurgiría durante varias décadas debido a las complejidades involucradas. Ejemplos cotidianos de construcción monocasco se pueden encontrar en la fabricación de automóviles, donde la carrocería autoportante (unibody) se considera estándar en la fabricación.

Semimonocasco (Semimonocoque)

La construcción semimonocasco, parcial o de una mitad, utiliza una subestructura a la que se adjunta el revestimiento (skin) del avión. La subestructura, que consiste en mamparos (bulkheads) y/o piezas de forma (formers) de varios tamaños y viguetas (stringers), refuerza la piel sometida a tensión al tomar parte del esfuerzo de flexión (bending stress) del fuselaje. La sección principal del fuselaje también incluye los puntos de fijación del ala (wing attachment points) y un cortafuegos (firewall). 

En aviones monomotores (single-engine airplanes), el motor generalmente se adjunta a la parte delantera del fuselaje. Hay una mampara ignífuga (fireproof partition) entre la parte trasera del motor y la cabina de vuelo (flight deck) o la cabina (cabin) para proteger al piloto y a los pasajeros de incendios accidentales del motor. Esta mampara se denomina cortafuegos y generalmente está hecha de material resistente al calor, como acero inoxidable. Sin embargo, un nuevo proceso de construcción emergente es la integración de materiales compuestos (composites) o aeronaves hechas enteramente de materiales compuestos.

Construcción con Materiales Compuestos

Historia

El uso de materiales compuestos en la construcción de aeronaves se remonta a los aviones de la Segunda Guerra Mundial, cuando se utilizó aislamiento de fibra de vidrio blanda en los fuselajes de los B-29. A finales de la década de 1950, los fabricantes europeos de planeadores (sailplanes) de alto rendimiento utilizaban fibra de vidrio como estructuras primarias. En 1965, la FAA (Federal Aviation Administration - Administración Federal de Aviación) certificó el tipo (type certified) del primer avión totalmente de fibra de vidrio en la categoría normal, un planeador suizo llamado Diamant HBV. Cuatro años más tarde, la FAA certificó un Windecker Eagle de cuatro asientos y monomotor en la categoría normal. Para 2005, más del 35 por ciento de las nuevas aeronaves se construyeron con materiales compuestos.

Compuesto es un término amplio y puede significar materiales como fibra de vidrio (fiberglass), tela de fibra de carbono (carbon fiber cloth), tela de Kevlar™ y mezclas de todos los anteriores. La construcción con materiales compuestos ofrece dos ventajas: revestimientos extremadamente lisos (extremely smooth skins) y la capacidad de formar fácilmente estructuras curvas o aerodinámicas complejas.

Materiales Compuestos en Aeronaves

Los materiales compuestos son sistemas de matriz reforzados con fibra (fiber-reinforced matrix systems). La matriz (matrix) es el "pegamento" utilizado para mantener las fibras (fibers) unidas y, cuando se cura, da forma a la pieza, pero las fibras soportan la mayor parte de la carga. Hay muchos tipos diferentes de fibras y sistemas de matriz.

En las aeronaves, la matriz más común es la resina epoxi (epoxy resin), que es un tipo de plástico termoestable. En comparación con otras opciones como la resina de poliéster (polyester resin), la epoxi es más fuerte y tiene buenas propiedades a alta temperatura (high-temperature properties). Hay muchos tipos diferentes de resinas epoxi disponibles con un amplio rango de propiedades estructurales, tiempos y temperaturas de curado, y costos.

Las fibras de refuerzo (reinforcing fibers) más comunes utilizadas en la construcción de aeronaves son la fibra de vidrio y la fibra de carbono. La Fibra de vidrio tiene buena resistencia a la tracción y a la compresión (tensile and compressive strength), buena resistencia al impacto (impact resistance), es fácil de trabajar y es relativamente económica y disponible. Su principal desventaja es que es algo pesada, y es difícil hacer una estructura de fibra de vidrio que soporte carga más liviana que una estructura equivalente de aluminio bien diseñada.

La Fibra de carbono es generalmente más fuerte en resistencia a la tracción y a la compresión que la fibra de vidrio y tiene una rigidez a la flexión (bending stiffness) mucho mayor. También es considerablemente más liviana que la fibra de vidrio. Sin embargo, es relativamente pobre en resistencia al impacto; las fibras son quebradizas y tienden a romperse bajo impacto agudo (sharp impact). Esto puede mejorarse enormemente con un sistema de resina epoxi "endurecida" (toughened epoxy resin system), como el utilizado en los estabilizadores horizontales y verticales (horizontal and vertical stabilizers) del Boeing 787. 

La Fibra de carbono es más cara que la fibra de vidrio, pero el precio ha bajado debido a innovaciones impulsadas por el programa B-2 en la década de 1980 y el trabajo del Boeing 777 en la década de 1990. Las estructuras de fibra de carbono muy bien diseñadas pueden ser significativamente más livianas que una estructura de aluminio equivalente, a veces en un 30% aproximadamente.

Ventajas de los Materiales Compuestos

La construcción con materiales compuestos ofrece varias ventajas sobre el metal, la madera o la tela, siendo su peso más liviano la más citada. El menor peso no siempre es automático. Debe recordarse que construir una estructura de aeronave con materiales compuestos no garantiza que sea más liviana; depende de la estructura, así como del tipo de material compuesto que se esté utilizando.

Una ventaja más importante es que una estructura aerodinámica de curvatura compuesta muy lisa hecha de materiales compuestos reduce el arrastre (drag). Esta es la razón principal por la que los diseñadores de planeadores cambiaron de metal y madera a materiales compuestos en la década de 1960. En las aeronaves, el uso de materiales compuestos reduce el arrastre para las líneas de aeronaves de producción Cirrus y Columbia, lo que conduce a su alto rendimiento (high performance) a pesar de su tren de aterrizaje fijo (fixed landing gear). 

Los Materiales Compuestos también ayudan a enmascarar (mask) la firma de radar (radar signature) de los diseños de aeronaves "furtivas" (stealth), como el B-2 y el F-22. Hoy en día, los materiales compuestos se pueden encontrar en aeronaves tan variadas como los planeadores hasta la mayoría de los helicópteros nuevos.

La falta de corrosión es una tercera ventaja de los materiales compuestos. Boeing está diseñando el 787, con su fuselaje totalmente de compuestos (all-composite fuselage), para tener tanto un diferencial de presión más alto como una humedad más alta en la cabina (cabin) que los aviones de pasajeros (airliners) anteriores. Los ingenieros ya no están tan preocupados por la corrosión por condensación de humedad en las áreas ocultas de los revestimientos del fuselaje (fuselage skins), como detrás de las mantas de aislamiento. Esto debería conducir a menores costos de mantenimiento a largo plazo para las aerolíneas.

Otra ventaja de los materiales compuestos es su buen rendimiento en un entorno de flexión, como en las palas de rotor de helicóptero (helicopter rotor blades). Los Materiales Compuestos no sufren de fatiga del metal (metal fatigue) ni de crecimiento de grietas como los metales. Si bien requiere una ingeniería cuidadosa, las palas de rotor de compuestos pueden tener una vida útil de diseño considerablemente mayor que las palas de metal, y la mayoría de los nuevos diseños de helicópteros grandes tienen palas totalmente de compuestos y, en muchos casos, bujes de rotor de compuestos (composite rotor hubs).

Desventajas de los Materiales Compuestos

La construcción con materiales compuestos viene con su propio conjunto de desventajas, la más importante de las cuales es la falta de prueba visual de daño. Los Materiales Compuestos responden de manera diferente a otros materiales estructurales al impacto, y a menudo no hay un signo obvio de daño. Por ejemplo, si un automóvil retrocede contra un fuselaje de aluminio, podría abollar (dent) el fuselaje. Si el fuselaje no está abollado, no hay daño. Si el fuselaje está abollado, el daño es visible y se realizan reparaciones.

En una estructura de material compuesto, un impacto de baja energía (low energy impact), como un golpe o la caída de una herramienta, puede no dejar ninguna señal visible del impacto en la superficie. Debajo del sitio del impacto puede haber delaminaciones extensas (extensive delaminations), que se extienden en un área en forma de cono desde la ubicación del impacto. El daño en la parte posterior de la estructura puede ser significativo y extenso, pero puede estar oculto a la vista. 

Siempre que haya razón para pensar que pudo haber habido un impacto, incluso uno menor, es mejor conseguir que un inspector familiarizado con materiales compuestos examine la estructura para determinar el daño subyacente. La aparición de áreas "blanquecinas" en una estructura de fibra de vidrio es un buen indicador de que ha ocurrido delaminación o fractura de la fibra (fiber fracture).

Un impacto de energía media (medium energy impact) (tal vez el automóvil retrocediendo contra la estructura) resulta en un aplastamiento local de la superficie, que debería ser visible a la vista. El área dañada es más grande que el área aplastada visible y necesitará ser reparada. Un impacto de alta energía (high energy impact), como un impacto de ave (bird strike) o granizo mientras se está en vuelo, resulta en una perforación (puncture) y una estructura gravemente dañada. En impactos de energía media y alta, el daño es visible a la vista, pero el impacto de baja energía es difícil de detectar.

Si un impacto resulta en delaminaciones, aplastamiento de la superficie o una perforación, entonces una reparación es obligatoria. Mientras se espera la reparación, el área dañada debe cubrirse y protegerse de la lluvia. Muchas piezas de material compuesto se componen de revestimientos delgados (thin skins) sobre un núcleo de panal (honeycomb core), creando una estructura tipo sándwich (sandwich structure). Si bien es excelente por razones de rigidez estructural, dicha estructura es un objetivo fácil para la entrada de agua (water ingress), lo que genera problemas posteriores. Un trozo de cinta rápida (speed tape) sobre la perforación es una buena manera de protegerla del agua, pero no es una reparación estructural. El uso de una masilla de pasta para cubrir el daño, aunque aceptable para fines cosméticos, tampoco es una reparación estructural.

El potencial de daño por calor (heat damage) a la resina (resin) es otra desventaja de usar materiales compuestos. Si bien "demasiado caliente" depende del sistema de resina particular elegido, muchas resinas epoxi (epoxies) comienzan a debilitarse por encima de 66°. A menudo se utiliza pintura blanca en materiales compuestos para minimizar este problema. Por ejemplo, la parte inferior de un ala (wing) pintada de negro frente a una rampa de asfalto negro en un día caluroso y soleado puede calentarse hasta 220 °F (104 °C). La misma estructura, pintada de blanco, rara vez excede los $140°F (60 °C). Como resultado, los aviones de materiales compuestos a menudo tienen recomendaciones específicas sobre los colores de pintura permitidos. Si la aeronave se vuelve a pintar, estas recomendaciones deben seguirse. El daño por calor también puede ocurrir debido a un incendio. Incluso un pequeño incendio de freno extinguido rápidamente puede dañar los revestimientos inferiores del ala (bottom wing skins), las patas del tren de aterrizaje de compuestos (composite landing gear legs) o los carenados de rueda (wheel pants).

Además, los decapantes de pintura químicos son muy dañinos para los materiales compuestos y no deben usarse en ellos. Si es necesario quitar pintura de los materiales compuestos, solo se permiten métodos mecánicos, como un chorro de arena suave o lijado (sanding). Muchas piezas de material compuesto costosas han sido arruinadas por el uso de decapante de pintura y tal daño generalmente no es reparable.

Derrames de Fluidos en Materiales Compuestos

Algunos propietarios están preocupados por los derrames de combustible (fuel), aceite (oil) o fluido hidráulico (hydraulic fluid) en las superficies de material compuesto. Estos generalmente no son un problema con los materiales compuestos modernos que utilizan resina epoxi. Por lo general, si el derrame no ataca la pintura, no dañará el material compuesto subyacente. Algunas aeronaves utilizan tanques de combustible de fibra de vidrio, por ejemplo, en los que el combustible está directamente contra la superficie de material compuesto sin que se utilice sellador (sealant). 

Si la estructura de fibra de vidrio se fabrica con algunos de los tipos más económicos de resina de poliéster, puede haber un problema al usar gasolina de automóvil con etanol mezclado en la mezcla. Los tipos más caros de resina de poliéster, así como la resina epoxi, se pueden usar con gasolina de automóvil, así como con gasolina de aviación (avgas) de 100 octanos y combustible para aviones (jet fuel).

Protección contra Rayos (Lightning Strike Protection)

La protección contra rayos es una consideración importante en el diseño de aeronaves (aircraft design). Cuando una aeronave es golpeada por un rayo (lightning), una cantidad muy grande de energía se entrega a la estructura. Ya sea volando una aeronave ligera de aviación general (GA - General Aviation) o un gran avión de pasajeros, el principio básico de la protección contra rayos es el mismo. Para cualquier tamaño de aeronave, la energía del impacto (strike) debe distribuirse sobre una gran área de superficie para reducir los amperios por pulgada cuadrada a un nivel inofensivo.

Si un rayo golpea un avión de aluminio, la energía eléctrica naturalmente se conduce fácilmente a través de la estructura de aluminio. El desafío es mantener la energía fuera de la aviónica (avionics), los sistemas de combustible, etc., hasta que pueda ser conducida de manera segura fuera de la aeronave (overboard). El revestimiento exterior de la aeronave es el camino de menor resistencia.

En un avión de materiales compuestos, la fibra de vidrio es un excelente aislante eléctrico, mientras que la fibra de carbono conduce la electricidad, pero no tan fácilmente como el aluminio. Por lo tanto, se necesita agregar conductividad eléctrica adicional a la capa exterior del revestimiento de material compuesto. Esto se hace típicamente con mallas metálicas finas unidas a las superficies del revestimiento. La malla de aluminio y cobre son los dos tipos más comunes, con aluminio usado en fibra de vidrio y cobre en fibra de carbono. Cualquier reparación estructural en áreas protegidas contra rayos también deben incluir la malla, así como la estructura subyacente.

Para los aviones de materiales compuestos con antenas de radio internas, debe haber "ventanas" en la malla de protección contra rayos en el área de la antena. Las antenas de radio internas pueden encontrarse en materiales compuestos de fibra de vidrio porque la fibra de vidrio es transparente a las radiofrecuencias, mientras que la fibra de carbono no lo es.