Estructuras de aeronaves y limitaciones aerodinámicas
Introducción
Las estructuras principales de una aeronave son las alas, el fuselaje, la sección de cola y las superficies de control de vuelo. Cada una consta de un conjunto de elementos estructurales fabricados con diversos materiales. Estos elementos están diseñados para distribuir de forma segura las fuerzas o tensiones que actúan sobre la aeronave. Sin embargo, algunas estructuras no soportan tensiones estructurales y, en cambio, están diseñadas exclusivamente para proporcionar una forma aerodinámica, como los carenados de los motores y los carenados de las alas.
Las diversas estructuras también deben ser capaces de disipar las tensiones adicionales que existen durante las fases de maniobra del vuelo, como el alabeo y el viraje, cuando una aeronave está sujeta a fuerzas de aceleración (fuerzas g). Por lo tanto, todas las aeronaves se construyen para soportar de forma segura el nivel máximo de tensión previsto durante las operaciones normales, es decir, la carga máxima que su estructura debe soportar sin causar daños permanentes. Todas las aeronaves también tienen un rango específico de fuerzas g y velocidades a las que pueden operar con seguridad.
Principales fuentes de tensión estructural
En general, las estructuras de las aeronaves están sujetas a las siguientes tensiones:
Tracción. La tensión (o esfuerzo de tracción) es la fuerza por unidad de área que tiende a estirar o separar un elemento estructural (Diagrama 1.1)
Diagrama 1.1 Tracción
Compresión. La compresión (o esfuerzo de compresión) es la fuerza por unidad de área que tiende a comprimir un elemento estructural (Diagrama 1.2).
Diagrama 1.2 Compresión
Cortante. El cortante es la fuerza por unidad de área que provoca el deslizamiento de una capa de un material sobre la adyacente. Por ejemplo, en estructuras remachadas o atornilladas, las cargas de tracción provocan el deslizamiento de los materiales unidos y cortan el remache o el perno (Diagrama 1.3).
Diagrama 1.3 Cortante
Diagrama 1.4 Torsión
Flexión. La flexión (o esfuerzo de viga) es una combinación de compresión y tensión (Diagrama 1.5).
Diagrama 1.5 Flexión
En una barra, por ejemplo, la mitad superior está sometida a esfuerzo de tracción, mientras que la mitad inferior a esfuerzo de compresión. En el centro de la barra, las dos tensiones se oponen y causan el máximo esfuerzo cortante en esta región.
Cuando un elemento estructural se somete a una fuerza o carga, tiende a deformarse. Por ejemplo, si un elemento se somete a tensión, tiende a estirarse, lo que se conoce comúnmente como deformación o elongación (Diagrama 1.6).
Diagrama 1.6 Deformación o elongación
Elementos Estructurales Básicos
Una estructura normalmente consta de una serie de elementos o elementos individuales que, al tener que soportar una carga en cualquier dirección, presentan diferentes propiedades. Estos elementos se conocen como vigas, puntales y tirantes.
Vigas o largueros. Las vigas son elementos que, bajo carga, están sujetos a flexión. Pueden estar soportadas en ambos extremos (simplemente apoyadas) o en un solo extremo (voladizo) (Diagrama 1.7).
Diagrama 1.7 tipos de vigas
Cuando una viga sólida está bajo carga, un lado está en tensión mientras que el otro está en compresión (Diagrama 1.8).
Diagrama 1.8 Fuerzas en una viga bajo una carga
Sin embargo, el centro de la viga no está ni en compresión ni en tensión, por lo que el material en esta zona es innecesario y normalmente se elimina, lo que supone un ahorro de peso total. Las vigas utilizadas en la construcción aeronáutica suelen tener una sección en H, con cargas de tracción y compresión soportadas por alas unidas por un alma ligeramente cargada (Diagrama 1.9).
Las vigas bajo carga también están sujetas a momentos flexores (Diagrama 1.10).
Diagrama 1.10 Diagramas de momento de flexión
En la viga simplemente apoyada, los momentos flexores máximos se producen bajo la carga, mientras que en la viga en voladizo se producen en el apoyo. Por lo tanto, es más probable que se produzca un fallo en estas zonas.
El fuselaje de una aeronave es un ejemplo de viga o larguero apoyado de forma sencilla, mientras que sus alas son ejemplos de vigas o largueros en voladizo. Por lo tanto, las alas de las aeronaves suelen tener una sección cónica hacia la punta, donde los momentos flexores son mínimos (Diagrama 1.11).
Diagrama 1.11 Ala de un avión
Puntales. Los puntales están diseñados para soportar principalmente cargas de compresión y, a menos que sean extremadamente cortos, tenderán a doblarse bajo carga antes de producirse el fallo (Diagrama 1.12).
Diagrama 1.12 Puntal o barra de compresión
Por lo tanto, los puntales largos se comportan como vigas en voladizo bajo carga, con un lado en compresión y el otro en tracción. De esta manera, los puntales de este tipo se fabrican normalmente como tubos huecos. Un ejemplo de puntal es el arriostramiento externo empleado en algunas aeronaves de ala alta, que ayuda a sostener las alas cuando la aeronave está en tierra (Diagrama 1.13).
Diagrama 1.13 Apoyo externo del ala que actua como puntal
Tirantes. Los tirantes son elementos diseñados para soportar principalmente cargas de tracción y normalmente se construyen con una varilla sólida o incluso un alambre de diámetro relativamente pequeño. Un ejemplo de tirante es el arriostramiento externo del ala empleado en algunas aeronaves de ala alta para evitar que las alas se eleven en vuelo (Diagrama 1.14).
Diagrama 1.14 En vuelo, el apoyo externo del ala actua como tirante
Componentes Estructurales de la Aeronave
Las estructuras principales de una aeronave son las alas, el fuselaje, la sección de cola y las superficies de control de vuelo. Cada estructura consta de un conjunto de elementos estructurales, diseñados principalmente para distribuir de forma segura las cargas normales que actúan sobre una aeronave, tanto en vuelo como en tierra.
El Fuselaje. El fuselaje puede ser monocasco o semimonocasco.
Monocasco. Una estructura monocasco consiste en un tubo o cono recubierto de revestimiento sin estructura portante interna, aunque normalmente se instalan anillos de refuerzo para mantener la forma (Diagrama 1.15).
Diagrama 1.15 Estructura monocasco
Por lo tanto, cualquier carga que actúe sobre la estructura se disipa completamente únicamente por el revestimiento. Un ejemplo común de estructura monocasco es un huevo, donde la cáscara absorbe todas las cargas que actúan sobre ella.
Semi-monocasco. Una estructura semi-monocasco consiste en una compleja estructura de elementos verticales y longitudinales, cubiertos por un revestimiento estructural (Diagrama 1.16).
Diagrama 1.16 Estructura semi-monocasco
A diferencia de una estructura monocasco, la mayoría de las tensiones aplicadas son disipadas por los componentes internos, mientras que solo un pequeño porcentaje es absorbido por el revestimiento. Esto significa que la estructura interna del ala puede ser relativamente más débil y, en consecuencia, más ligera. Las tensiones principales se distribuyen mediante elementos longitudinales rígidos, conocidos como largueros, y elementos verticales, conocidos como cuadernas o mamparos. Las cuadernas están diseñadas para mantener la rigidez y distribuir las tensiones locales en la sección del fuselaje, mientras que las cuadernas o mamparos, más pesadas, están diseñadas para transmitir grandes cargas concentradas. Además, se utilizan larguerillos, elementos longitudinales más débiles, para rigidizar el revestimiento metálico y evitar que se abombe o deforme bajo cargas severas.
Alas o plano principal. Cada ala tiene un diseño semimonocasco y consta de larguerillos, costillas y largueros (Diagrama 1.17).
Diagrama 1.17 Estructura semi-monocasco de un ala
Los principales componentes estructurales son los largueros, diseñados para transmitir al fuselaje las principales cargas de flexión y cizallamiento que actúan sobre el ala. Estos componentes deben supervisarse constantemente para detectar cualquier deterioro, ya que un fallo puede ser catastrófico. La costilla, al igual que la cuaderna del fuselaje, confiere al ala su forma aerodinámica y divide el revestimiento en secciones más pequeñas.
Sección de cola. Los conjuntos de empenaje y planos de cola que forman la sección de cola tienen un diseño semimonocasco. Ambas estructuras se construyen con los mismos componentes básicos que un ala; por ejemplo, un empenaje consta de largueros, costillas, revestimiento y larguerillos (Diagrama 1.18).
Diagrama 1.18 Estructura semi-monocasco de un empenaje
Superficies de control de vuelo. Todas las superficies de control de vuelo se construyen con los mismos componentes básicos que un ala: largueros, costillas, revestimiento y larguerillos.
Materiales estructurales de aeronaves
El uso de materiales en la fabricación de estructuras aeronáuticas es extremadamente diverso, pero los tipos más comunes son:
- Aleación de aluminio. La aleación de aluminio se forma combinando aluminio puro con una mezcla de otros metales. Su derivado más común es el duraluminio, que se produce mezclando aluminio puro con aproximadamente un 4% de cobre. La aleación resultante tiene aproximadamente un tercio del peso del acero, pero solo un tercio de su resistencia. Por lo tanto, este material se utiliza en áreas sujetas a grandes cargas de flexión y compresión, donde se requiere una gran cantidad de material para obtener la resistencia necesaria. Es el material más común en la fabricación de componentes aeronáuticos, como largueros, cuadernas, largueros, revestimiento y largueros.
- Acero. El acero se utiliza en la fabricación de pequeños componentes de alta resistencia, como trenes de aterrizaje, soportes de motor, soportes de ala, pernos y fijaciones. Para mejorar su capacidad de carga, se añade carbono en cantidades variables; en general, cuanto mayor es el contenido de carbono, más resistente es el acero.
- Titanio. El titanio es más ligero que el acero, pero es más resistente y más resistente a la corrosión, incluso a altas temperaturas. Sin embargo, su producción es más costosa y, por lo tanto, se limita principalmente a estructuras en zonas de alta temperatura, como compartimentos de motor y tubos de salida de gases.
- Plástico. El plástico se utiliza principalmente en la fabricación de ventanas en aeronaves presurizadas y forma parte integral de la estructura.
- Plásticos reforzados con fibra (PRF). Los PRF se utilizan ampliamente en la fabricación de componentes aeronáuticos debido a su resistencia, rigidez y ligereza. El derivado más común de esta familia es el plástico reforzado con fibra de carbono (PRFC), que se utiliza principalmente en la fabricación de estructuras con cargas ligeras, como tanques de agua, carenados de alas, carenados de motores, paneles de acceso y superficies de control de vuelo (primarias y secundarias). Otras variantes son el plástico reforzado con fibra de Kevlar (PRFC) y el plástico reforzado con fibra de vidrio (PRFC), ambos ampliamente utilizados en la fabricación de componentes estructurales, como vigas de piso, paneles de borde de ataque y de salida, depósitos de fluido hidráulico y radomos (Diagrama 1.19).
Diagrama 1.19 Plásticos reforzados con fibra utilizados en la fabricación de aeronaves
Los FRP están reemplazando cada vez más componentes metálicos debido a su reducción general del peso estructural de las aeronaves, lo que potencialmente aumenta su alcance y capacidad de carga útil.
Fatiga
Durante la vida útil normal de una aeronave, su estructura está constantemente sometida a tensiones variables, las cuales se producen debido a:
- maniobras de vuelo
- turbulencia atmosférica
- cargas en tierra
- presurización y despresurización de la cabina
- efectos térmicos
- vibraciones
En zonas donde una estructura está sometida a altas tensiones de tracción repetitivas o cíclicas, puede desarrollarse una pequeña grieta que, si no se controla, continuará creciendo. Esta se propagará constantemente a la sección transversal y, cuando el material restante ya no pueda soportar las tensiones aplicadas, se producirá una fractura repentina como resultado de una falla por fatiga. En la práctica, el tiempo que tarda en ocurrir esto está directamente relacionado con la magnitud de las tensiones cíclicas aplicadas (Diagrama 1.20).
Diagrama 1.20 Curva de fatiga
De ello se deduce que, a mayor tensión cíclica, menor será el número de inversiones necesarias para provocar un fallo por fatiga. Por lo tanto, deben evitarse las zonas de alta concentración de tensiones, especialmente en las principales estructuras portantes, como largueros, largueros y revestimientos estresados, donde cualquier fallo podría resultar catastrófico.
Factores como las masas de despegue y aterrizaje, las aceleraciones, los aterrizajes y los ciclos de presurización se registran cuidadosamente para cada vuelo, y se calcula la vida útil por fatiga restante de cada aeronave para que los componentes vulnerables puedan inspeccionarse o reemplazarse antes de que se produzca un fallo.
La envolvente de vuelo
En la práctica, cada tipo de aeronave tiene su propia envolvente de vuelo específica, dentro de la cual puede operar con seguridad de acuerdo con los Requisitos de Aeronavegabilidad (EASA). Esto puede representarse mediante un diagrama de velocidad frente a factor de carga/V-n (Diagrama 1.21).
Diagrama 1.21 Diagrama de factor de carga y velocidad
Este gráfico ilustra los factores de carga límite y las velocidades límite que, de superarse, pueden provocar daños estructurales permanentes. Las cargas límite varían según el tipo de aeronave, pero para aeronaves de transporte suelen ser de +2,5 g y -1 g. Para proporcionar un margen de seguridad, todas las aeronaves se construyen para soportar cargas de hasta 1,5 veces la carga límite sin que se produzcan fallos. Esto produce factores de carga límite última de +3,75 g y 1,5 g. Sin embargo, puede producirse algún daño estructural si la estructura se carga entre el límite de carga y el límite de carga última. Por lo tanto, no siempre es seguro asumir que el factor de carga pueda aumentar por encima del valor límite solo porque exista un factor de seguridad.
El límite de velocidad alta es la velocidad que nunca se debe exceder (VNE) y constituye un punto de referencia de diseño para la aeronave, más allá del cual pueden producirse daños estructurales o fallos. Por el contrario, el límite de velocidad baja se rige por la entrada en pérdida.
A bajas velocidades aerodinámicas, la pérdida puede ocurrir antes de alcanzar el factor de carga límite, pero a altas velocidades aerodinámicas, este factor puede alcanzarse antes de la pérdida. Las ráfagas y turbulencias también afectan al factor de carga, y las fuerzas de aceleración adicionales (fuerzas g) asociadas con la turbulencia, por ejemplo, debido a una ráfaga ascendente a altas velocidades aerodinámicas, pueden provocar daños estructurales. Por lo tanto, en estas condiciones, es aconsejable limitar la velocidad aerodinámica a la velocidad máxima de operación normal (VNO) para evitar cargas de vuelo excesivas.
Flexión de las alas en vuelo
Cuando una aeronave está en tierra, el peso total de sus componentes estructurales, motores, carga y combustible genera fuerzas que actúan hacia abajo (Diagrama 1.22).
Diagrama 1.22 Flexión del ala en tierra
De particular importancia son las fuerzas que actúan sobre las alas y provocan su flexión hacia abajo. Cuando una aeronave despega, las cargas aéreas comienzan a actuar sobre el ala y las fuerzas descendentes del peso se ven directamente contrarrestadas por las fuerzas ascendentes de sustentación. En vuelo, las fuerzas de sustentación soportan el peso total de la aeronave, lo que provoca que las alas se doblen hacia arriba (Diagrama 1.23).
Diagrama 1.23 Flexión del ala en vuelo
Las alas pueden incluso comenzar a aletear durante el vuelo y, por lo tanto, no solo están sujetas a cargas estáticas, sino también a cargas cíclicas. Además, el aumento de los factores de carga impuestos a una aeronave durante las maniobras provoca que las alas se doblen aún más hacia arriba, lo que a su vez aumenta las tensiones estructurales que actúan sobre ellas debido al aumento de los momentos flectores. Para aliviar esto y mejorar la autonomía operativa general de la aeronave, los motores se montan debajo de las alas. El combustible disponible también se almacena en ellos. Esto reduce los momentos flectores de las alas que se producen en vuelo y permite que la estructura de la aeronave sea más ligera y menos robusta, mejorando así su rendimiento general.
Flexión del fuselaje en vuelo
Para mantener un vuelo nivelado y constante, la distribución de las fuerzas es tal que normalmente se produce una descarga en el estabilizador vertical en estado compensado (Diagrama 1.24).
Diagrama 1.24 Razón por la que el fuselaje se flexiona e vuelo
En la mayoría de las aeronaves de transporte, la descarga se realiza bajando el borde de ataque del estabilizador horizontal. En la práctica, el fuselaje es estructuralmente un tubo hueco largo y, por lo tanto, actúa como una viga en vuelo. Cuando una descarga actúa sobre el estabilizador, este actúa como una viga en voladizo y produce momentos flectores alrededor del centro de gravedad de la aeronave. Por lo tanto, un lado del fuselaje estará en compresión, mientras que el otro estará en tensión. Por lo tanto, el fuselaje está adecuadamente reforzado para soportar las tensiones adicionales, lo que a su vez aumenta el peso total de la aeronave.
Para reducir la magnitud total de la descarga y cualquier momento flector resultante sobre el fuselaje, en algunas aeronaves el combustible se almacena en el estabilizador horizontal y se transfiere hacia adelante según sea necesario para minimizar la flexión del fuselaje (Diagrama 1.25).
Diagrama 1.25 Método de reducción de la flexión del fuselaje en vuelo
Esto sitúa el centro de gravedad de la aeronave lo más atrás posible y, por lo tanto, reduce la descarga aerodinámica que debe producir el estabilizador horizontal. Esto no sólo reduce los momentos de flexión del fuselaje, sino que también reduce la cantidad de sustentación que las alas necesitan producir en vuelo, lo que significa que un avión puede ser estructuralmente más liviano en general.
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