1. UNIVERSIDAD DON BOSCO
ESTRUCTURAS DE AVIACION .
Contenidos:
Unidad 1: Estructura del Fuselaje.
1.1. Requisitos de aeronavegabilidad para esfuerzos
estructurales.
1.2 Clasificación de estructuras, primaria, secundaria y
terciaria.
1.3 Conceptos de tolerancia y Daños, Seguridad de Falla-
Seguridad de Vida.
1
3. OBJETIVOS GENERALES.
• Conocer los componentes estructurales del avión.
• Conocer los estreses que sufre la estructura del
avión en aire y tierra.
• Explicar en que consiste la tolerancia de daño.
3
4. Un avión está construido por una gran variedad de partes
que pueden estar remachadas, atornilladas, pegadas,
unidas o soldadas por medio de conectores o sujetadores.
La unión de dichas partes constituye la estructura
principal del avión, por tal razón, es referido a ellas como
miembros estructurales del avión.
INTRODUCCION.
4
5. Durante la vida de uso de una aeronave suelen
hacerse algunas modificaciones a sus miembros
estructurales.
Algunos de estos cambios son hechos para mejorar,
otros para extender la armadura del avión y otros para
corregir problemas potenciales.
Algunos cambios son realizados para mantener la
competitividad ante un mercado siempre cambiante.
5
6. La necesidad de reparación de alguno de los miembros de la
estructura es notada normalmente durante un periodo de
revisión, establecido por el personal de mantenimiento de la
aeronave, y la falla puede deberse al estrés normal, a la
erosión o a la corrosión.
Algunas veces, la avería es el resultado de algún incidente
no deseado o de algún problema durante la rutina de vuelo.
6
7. En la actualidad existen unos pocos tipos de
construcción que varían considerablemente respecto
a la complejidad de sus procesos.
Obviamente, la complejidad depende del tipo de
avión que se este construyendo.
Un avión pequeño privado, de dos asientos, puede
ser construido sin mucha dificultad, mientras que un
avión comercial grande es mucho más complicado de
construir.
7
8. Durante un vuelo normal las fuerzas que someten a una
aeronave están al mínimo, pero aun pueden existir. Algunas de
las magnitudes físicas a las que está sometido el avión en
estas condiciones son:
• Presión positiva bajo las alas.
• Presión negativa arriba de las alas, abajo del estabilizador
horizontal y atrás de la cabina.
• Puntos de impacto.
• LIFT es igual al peso del avión por lo tanto, el avión vuela en
equilibrio.
8
REQUISITOS DE AERONAVEGABILIDAD PARA
ESFUERZOS ESTRUCTURALES.
10. La estructura interna del ala del aeroplano mostrado en la
figura 1 debe estar construida de tal modo que pueda
soportar los severos momentos de flexión debidos a la
combinación de peso y fuerza de elevación.
Durante el vuelo, las alas de un aeroplano deben soportar
el máximo peso permitido (maximum gross weight).
Mientras el aeroplano se mueve a una velocidad constante
y en línea recta, la carga sobre las alas permanecerá
igualmente constante.
10
11. Un cambio en la velocidad durante el vuelo en
línea recta no producirá un cambio considerable
en la carga sobre las alas, pero cuando el
aeroplano realiza un cambio en su trayectoria de
vuelo, aparece una carga adicional sobre la
estructura del mismo.
Esto es particularmente cierto si se realiza un
cambio en la dirección a alta velocidad, con
movimientos controlados altamente fuertes.
11
12. Factor de carga y diseño de aeronaves.
La estructura de un avión debe ser suficientemente fuerte
para soportar todas las cargas a las cuales será sometido,
incluyendo las cargas leves normales durante el vuelo y las
cargas intensas en condiciones extremas.
Para volar adecuadamente, el exterior del avión debe tener
una forma aerodinámica con elementos que le proporcionen
la fuerza suficiente para soportar la fuerza impuesta por su
propio peso y por las maniobras realizadas en vuelo.
12
13. El avión debe soportar las cargas para realizar un
vuelo balanceado:
• Estructura externa aerodinámica.
• Componentes de acuerdo al diseño y propósito.
• Debe soportar más fuerza que la impuesta por
su propio peso.
• Debe cumplir requerimientos de la FAA.
13
14. En general, las estructuras de los aviones se diseñan
para soportar 1.0 y 1.5 veces las fuerzas máximas
esperadas por los diseñadores.
Para poder ser certificado por la FAA la firmeza
estructural (LOAD FACTOR) en los aviones debe ser
conforme a los estándares impuestos por esa
autoridad.
14
15. Las cargas impuestas sobre las alas en vuelo están
establecidas por el factor de carga (LOAD FACTOR).
LOAD FACTOR: Es la proporción de la carga total
soportada por las alas del avión. Para el peso actual del
avión y sus contenidos.
LF =Fa/Gw
Donde:
Fa Es la fuerza sobre las alas.
Gw Es el peso total del avión.
15
16. Ejemplo:
Un avión tiene un peso total de 2000lb y durante el vuelo
esta sujeto a fuerzas aerodinámicas que incrementan la
carga total y el ala debe soportar 4000lb. El LF se calcula
de la siguiente manera:
Gw = 2000lb
4000lb
Fa = 4000lb LF= ---------- = 2.0 lb
2000lb
16
17. En el ejemplo anterior, el ala del avión esta
produciendo un LIFT que es igual a 2 veces el peso
total del avión.
Otra forma de expresar el LF es la proporción de una
carga dada a la atracción de la gravedad.
Por ejemplo puede darse un LF igual a 3g´s “tres ges”,
donde g es la fuerza de gravedad. En el caso que el
avión sea de 1g el LF seria de 3gs.
17
19. Todos los aviones son diseñados para cumplir ciertos
requisitos de fuerza, dependiendo del uso que se la
dará al avión.
La clasificación de los aviones según su fuerza y uso
operacional se conoce como Sistema de Categorías.
Y se pueden certificar (type certificate) en:
• Normal (Normal).
• Utilitaria (Utility).
• Acrobática (Acrobatic).
19
20. La primera categoría esta limitada para aviones con
operaciones no acrobáticas y presentan un LF limite de
3.8, por lo general se refiriere a este valor como limit
load factor LF(max).
La segunda categoría aplica para aviones con
operaciones de acrobacia limitadas y presentan un factor
límite de 4.4. La tercera categoría presenta un factor
límite de 6.0 y son libres para operar sin las restricciones
de los aviones de las categorías normal y utilitaria.
20
21. Para prevenir desastres en situaciones
excepcionales en que se requiere una fuerza
superior al límite se proporciona un último factor
de seguridad (ULTIMATE SAFETY FACTOR).
ULTIMATE SAFETY FACTOR: Previene
desastres, recomendado de 1.5. De esta manera
la estructura debe ser capaz de soportar 1.5 el
factor de carga límite.
21
22. Ejemplo
Si se tiene un LF (máx.) = 2.0 (limit load factor).
¿Cuál seria el factor de seguridad?
ULF = LF (máx.) x 1.5
ULF = 2.0 x 1.5 = 3.0 Sin fallar
Como el LF (máx.) es el máximo de las cargas
normalmente anticipadas, la estructura del avión
debe resistir esta carga sin ningún efecto dañino.
22
23. Especialmente, la estructura primaria debe experimentar
una deformación no permanente cuando está sometida al
LF (máx.).
De hecho, los componentes deben soportar esta carga
con un margen positivo.
Estos requerimientos implican que el avión debe soportar
exitosamente el LF (máx.) y luego retornar a la forma
original desestresada cuando la carga es removida.
23
24. Si el avión está sometido a la carga en
exceso del LF (máx.), el sobre estrés
puede ocasionar una distorsión
permanente de la estructura primaria y
requeriría un reemplazo de las partes
dañadas.
24
26. Cargas del avión.
a) En vuelo
b) En tierra
c) Cargas debidas a los pasajeros.
Las cargas a las que se ve sometido un avión se originan de dos
diferentes condiciones operacionales, en aire y en tierra.
Las cargas del vuelo se dividen en maneuvering loads y gust
loads.
Las cargas de maniobra (maneauvering loads) implican todas
aquellas acciones rutinarias como giros, ya que someten al avión
a cargas supriores a 1g.
26
27. Las cargas gust son normalmente de menor duración que las
cargas por maniobra, pero su dirección cambia mucho más
rápidamente, llegando en ocasiones a ser casi instantáneo.
Durante esos cambios rápidos se producen los factores de
carga más elevados.
Un avión está diseñado y certificado para un peso máximo
durante el vuelo. Se es referido a este peso como
“maximum certificated gross weight”.
27
28. Es importante que dicha aeronave sea cargada dentro de
los límites del peso especificado porque ciertas maniobras
de vuelo pueden causar una extra carga en la estructura y,
si el avión está sobrecargado, puede verse sometido a un
estrés que exceda sus capacidades.
Si durante el vuelo fuertes turbulencias o cualquier otra
condición ocasiona una carga excesiva sobre el avión, debe
realizarse una inspección rigurosa a todas las partes críticas
estructurales antes que se realice otro vuelo.
28
29. El daño a las estructuras es a menudo reconocido por
aumentos o dobleces de la piel de la aeronave, por ribetes
reventados o miembros deformados de la estructura.
Cada vuelo implica un despegue, un aterrizaje y un poco de
taxeo.
La pista de aterrizaje determina la estructura de unión del
tren de aterrizaje al cuerpo de la aeronave.
29
30. La velocidad de descenso del avión, así como la
carga sobre las alas y las características de
absorción de impactos del tren de aterrizaje y
las llantas, determinará la reacción al contacto
con tierra.
La fuerza total de reacción dividida entre el
peso del avión se conoce como factor de
carga de aterrizaje.
30
31. CLASIFICACIÓN DE ESTRUCTURAS,
PRIMARIA, SECUNDARIA Y TERCIARIA.
• Estructura primaria: Es la estructura que
soporta las cargas del vuelo, tierra y
presurización.
• Estructura secundaria: Es la estructura que
soporta solamente cargas de aire o cargas
inerciales generadas dentro de la estructura.
31
32. PSE (Principal Structure Element)
Es un elemento de la estructura que contribuye
significativamente a soportar las cargas de vuelo,
tierra y presurización y cuya integridad es esencial
para mantener la integridad estructural del avión.
AAS (Airworthiness Affected Structure)
Es toda la estructura primaria, y los elementos de la
estructura secundaria cuya integridad es esencial para
mantener la integridad estructural del avión.
32
33. SSI (Structural Significant Item)
Es un elemento seleccionado por el fabricante
cuya falla podría
afectar la integridad
Estructural necesaria
para la seguridad
operacional del avión.
33
34. Estructuras principales:
• Fuselage: Es el componente central del avión, posee un
cockpít o una cubierta de vuelo para la tripulación y una
sección para los pasajeros y el equipaje.
• Lifting surfaces: Están constituidas por las alas, los
planeadores y los rotores principales de los helicópteros.
• Control surfaces: Están constituidas por los alerones,
timones, elevadores, flaps, spoilers y trim tabs.
34
35. • Stabilizers: Son utilizados para mejorar el pitch y la estabilidad
del avión.
• Landing gear: Debe ser fijo o retractable y puede poseer
deslizadores, ruedas, flotadores, o skis, dependiendo del tipo de
avión y del tipo de terreno en el que deba operar.
35
37. CONCEPTOS DE FALLO SEGURO, VIDA
SEGURA Y TOLERANCIA AL DAÑO.
• Damage tolerance.
• Fail safe.
• Safe life.
37
38. CONCEPTOS DE FALLO SEGURO, VIDA
SEGURA Y TOLERANCIA AL DAÑO.
Cuando hablamos de construcción de aviones se
presentan dos tipos de componentes:
1. Componentes estructurales: Son aquellos
componentes del avión que transfieren las fuerzas
ejercidas de una locación a otra, o absorben las
fuerzas durante el vuelo. Algunos componentes
estructurales del avión son: Frames, longerons o
stringers, bulkheads, y la piel del avión.
38
39. CONCEPTOS DE FALLO SEGURO, VIDA
SEGURA Y TOLERANCIA AL DAÑO.
Frame - Stringer - Bulkhade Skin - Spar
39
40. CONCEPTOS DE FALLO SEGURO, VIDA
SEGURA Y TOLERANCIA AL DAÑO.
2. Componentes no estructurales: Estos componentes
son aquellos que no transmiten o absorben las fuerzas
durante el vuelo.
Estos componentes por lo general proveen funciones
aerodinámicas, como los fairing, o un flujo directo de aire
de manera similar al que produce un cowling y algunos
conductos de gases de combustión.
40
42. CONCEPTOS DE FALLO SEGURO, VIDA
SEGURA Y TOLERANCIA AL DAÑO.
• Como casi todos los componentes de sheet metal (hojas
metálicas) del avión transmiten algunas fuerzas, la primera
consideración en el diseño de las aeronaves está enfocado en los
componentes estructurales.
• Como nuevos materiales con nuevos atributos fueron utilizados
para los componentes de sheet metal (hojas metálicas), y como
se fue obteniendo más experiencia en el diseño de las aeronaves,
la filosofía utilizada en el diseño de los componentes estructurales
del avión fue reformada para reflejar aplicar las nuevas
tecnologías de los materiales.
42
43. CONCEPTOS DE FALLO SEGURO, VIDA
SEGURA Y TOLERANCIA AL DAÑO.
• AC No: 25.571-1D
Es la circular de recomendaciones que ofrece un medio
aceptable de cumplimiento de los requerimientos de
evaluación de fatiga y tolerancia de daños para
aviones de categoría de transporte.
En dicha A.C. nos da los diferentes conceptos que se
deberán de entender para su comprensión del texto.
43
44. CONCEPTOS DE FALLO SEGURO, VIDA
SEGURA Y TOLERANCIA AL DAÑO.
• Damage Tolerance
• Es el atributo de la estructura que permite
mantener su fuerza residual por un periodo
de uso después de que la estructura ha
resistido un nivel dado de fatiga, corrosión,
daño accidental o de fuentes discretas.
44
45. CONCEPTOS DE FALLO SEGURO, VIDA
SEGURA Y TOLERANCIA AL DAÑO.
• Fail safe
Es el atributo de la estructura que le permite retener la fuerza
residual necesaria por un periodo de uso sin reparación después de
una falla total o parcial de un elemento estructural principal.
• Safe life
Es el número de eventos como vuelos, aterrizajes u horas de vuelo
durante las cuales hay una baja probabilidad de que la fuerza se
degrade por debajo de su valor de diseño debido a la Fatiga.
45
47. CONCEPTOS DE FALLO SEGURO, VIDA
SEGURA Y TOLERANCIA AL DAÑO.
• Carga de Servicio de Diseño. (Design service load)
Es el periodo de tiempo (en hora o ciclos de vuelo)
establecido en el diseño durante el cual la estructura
permanecerá razonablemente libre de cracks significativos.
• Trayectoria de carga Individual. (Single load path)
Es cuando las cargas aplicadas están eventualmente
distribuidas sobre un miembro cuya falla causará la perdida
de la capacidad estructural para transmitir la cargas
aplicadas.
47
48. CONCEPTOS DE FALLO SEGURO, VIDA
SEGURA Y TOLERANCIA AL DAÑO.
• Trayectoria de cargas Múltiples. (Multiple load paths)
Es cuando las cargas aplicadas se distribuyen en un sistema de
estructuras redundantes de modo que al fallar un elemento, la
carga es distribuida entre los otros elementos del arreglo.
• Daño por Fatiga Generalizada. (Widespread fatigue
damage, WFD)
Se caracteriza por la presencia simultánea de cracks que son de
tamaño y densidad tal que la estructura no cumple con los
requisitos de tolerancia de daños.
48
50. CONCEPTOS DE FALLO SEGURO, VIDA
SEGURA Y TOLERANCIA AL DAÑO.
• Multiple site damage, MSD
Es un tipo de WFD caracterizado por la presencia de cracks por
fatiga en el mismo elemento estructural.
• Multiple element damage, MED
Es un tipo de WFD caracterizado por la presencia de cracks en
elementos estructurales adyacentes.
• Scatter Factor
Un factor de reducción de vida usado en la interpretación de
análisis y resultados de pruebas de fatiga.
50
53. • Limit of validity: (de los datos de ingeniería
que dan soporte al mantenimiento de la
estructura) LOV:
Es el periodo de tiempo ( en ciclos de vuelo, horas
de vuelo, o ambas) en el cual ha sido demostrado
que una aeronave con un tiempo de servicio alto,
por medio de los resultados de un test, análisis y,
si esta disponible, experiencia de servicio e
inspección de desmontaje , que el WFD no
ocurrira en la estructura de la aeronave.
53
CONCEPTOS DE FALLO SEGURO, VIDA
SEGURA Y TOLERANCIA AL DAÑO.
