panel semirigido b727

INSTITUTO POLITECNICO NACIONAL

ESCUELA SUPERIOR DE INGENIERIA MECANICA Y ELECTRICA U.P.T.

A E R O N A U T I C A

Panel Semi rígido - GOMEZ – LÓPEZ –- RUIZ – GUILLEN - OLVERA 1 DR. MAURICIO TORRES. - 7 A M 2

Cálculo de

PANEL SEMI

RÍGIDO - B727 -

HECHO POR: EDMUNDO GOMEZ JUAN ANTONIO LOPEZ

EDUARDO RUIZ JUAN ARMANDO GUILLEN LUIS JAVIER OLVERA

7 A M 2

MATERIALES COMPUESTOS

Diciembre 3, 2012





Contenido INTRODUCCION Y CARACTERISTICAS ................................................................................. 3 ESTADO DEL ARTE..................................................................................................................... 6

Design optimization of stiffened composite panels with buckling and damage tolerance

constraints.................................................................................................................................... 6 Monolithic self-stiffened panels .................................................................................................. 8

DESGLOSE DE ELECCIONES PARA CÁLCULO ................................................................... 11 Tipo de Estructura: .................................................................................................................... 11 Cargas: ....................................................................................................................................... 12 Empilamiento: ........................................................................................................................... 14 Material: .................................................................................................................................... 15

CÁLCULO DE ESFUERZOS Y CRITERIO DE RUPTURA: ................................................... 16 CONCLUSIONES: ....................................................................................................................... 17 BIBLIOGRAFIA Y DIRECCIONES ELECTRONICAS ............................................................ 19 MÁS INFORMACIÓN ................................................................................................................. 20





INTRODUCCION Y CARACTERISTICAS El panel semirrígido de un fuselaje es una sección muy importante que requiere ser manufacturado bajo los conocimientos de causa y efecto a los que este se encontrará expuesto en operación. Este elemento tiene un comportamiento semejante a los tableros que recubren el ala, así también su estudio estructural es debidamente llevado bajo las mismas teorías de estructuras de pared delgada. A diferencia del ala el estudio y diseño de un fuselaje requiere de la observancia de consideraciones primordiales que a continuación se enuncian para poder determinar el exterior de un fuselaje, tamaño, forma y disposición de su estructura. Consideraciones aerodinámicas de diseño El fuselaje es responsable de un gran porcentaje del total del arrastre de todo el avión: 25%-50%. Es por esto que se desea tenga el menor arrastre como sea posible, el fuselaje entonces debe tener un tamaño y forma en consecuencia. Tipos de arrastre que se encuentran en el fuselaje. 1. Arrastre por fricción (friction drag) 2. Perfil de arrastre (Profil drag) 3. Base de arrastre (Base drag) 4. Arrastre por compresión (compressibility drag) 5. Arrastre inducido (Induced drag) 1. Arrastre por fricción (Friction drag) Es directamente proporcional al área húmeda wetted area. El área húmeda es directamente a la longitud del fuselaje y a los perímetros de sus sección transversal. Para reducir este arrastre por fricción hay dos opciones permitidas. .Hacer la forma del fuselaje lo más estrecho posible al flujo laminar. .Reducir la longitud y perímetro tanto como sea posible. 2. Perfil y base de arrastre Son dos factores fuertes del frente y de antes de la forma del cuerpo. Las geometrías desafiladas antes y después del cuerpo generan la separación del flujo, el cual provoca el perfil y base de arrastre.





Partes obtusas antes de fuselaje pueden ser causadas por. 1.- Configuración pobre de la cabina y ventana de la cabina. 2.- Incidencia de las cargas frontales 3.- Arrastre por compresión Un fuselaje por si solo no experimenta arrastre por compresión hasta que este se encuentre bajo los efectos superiores a la velocidad del sonido o números de mach. Los efectos del arrastre por compresión aparecen como golpes en el fuselaje. Estos pueden presentarse en la unión del ala y el fuselaje. Es evidente que se debe poner seria atención en esta área. Consideraciones estructurales Las cuadernas en el fuselaje funcionan como las costillas en la estructura de las alas. Las costillas regularmente se encuentran sobre la sección transversal a lo largo de la construcción y generalmente las cargas que soporta se pueden analizas como cargas estaticas. En el caso de las cuadernas, son anillos que se encuentran muy cercanos y por lo tanto las cargas son indeterminadas. Las cargas en las cuadernas del fuselaje son discontinuas, además de las ventanas y las puertas, sin embargo estas cargas pueden ser determinadas. Cuando las cargas aplicadas se concentran sobre las cuadernas del fuselaje a travez de las conexiones, las cuadernas se encuentran en equilibrio con las reacciones de las fuerzas de la piel ya que son transferidas las cargas a las cuadernas. Al igual que en las alas las placas se analizan de la misma manera como los tableros en las alas, con la finalidad de conocer las cargas que son capaces de soportar. Condiciones internas Una de las cosas que solemos dar por hecho es que dentro de un avión hay aire respirable. Esto es algo que, muchas veces, damos por sentado sin pararnos a pensar que un avión vuela en condiciones tales que harían realmente difícil respirar el aire exterior. Los aviones vuelan a unas altitudes sobre el nivel del mar en las que el aire exterior está a una temperatura de -40ºC. Además, según las leyes de la física, a las altitudes en las que vuela un avión comercial la presión atmosférica es tan baja que las moléculas de aire están tan separadas entre si que hacen que el aire pueda ser irrespirable.





Otros muchos piensan que hay algún tipo de depósito de aire respirable que abastece a la cabina de aire. Otros ni siquiera se lo plantean y con respirar tienen bastante. Para todos aquellos que alguna vez se han preguntado ¿Por qué en un avión que vuela a unas altitudes donde la presión atmosférica es tan baja no nos damos cuenta? ¿Por qué si el aire del exterior del avión está a -40ºC podemos respirar dentro? vamos a intentar darles respuestas. Intentaremos que la explicación sea tan sencilla que todos podamos entenderla sin tener que hacer un máster en aeronáutica. Presurización de cabina: Cuando un avión está en tierra la presión del exterior del avión y la del interior son equivalentes, no se nota ninguna diferencia. El problema viene cuando el avión comienza a ascender hasta su altitud de crucero. En vuelos domésticos esa altitud suele ser mucho menor que en los vuelos transoceánicos o intercontinentales. ¿Cómo hacer que la presión de la cabina crezca de manera que haya más presión en la cabina que en el exterior? La respuesta es cogiendo aire del exterior e “inyectándolo” en el interior de la cabina. Cuando el avión va ascendiendo y la presión va disminuyendo, para que los humanos que viajamos en el avión no tengamos problemas, hay una serie de sistemas que van metiendo aire del exterior hacia la cabina de manera que es como si la hinchara, el aire que entra se junta al que ya hay dentro y si no se permite su salida pues se va compactando, luego entonces, la presión va aumentando en el interior de la cabina.





ESTADO DEL ARTE

Design optimization of stiffened composite panels with buckling and damage tolerance constraints

The design of stiffened panels for damage tolerance depends on the failure mechanisms that may occur. The damage tolerance of the soft-skin panel concept with doublers and discrete stiffeners (Fig. 1), as originally devised by Boeing 10 , is thought to be achieved by the following features. As the 0-degree plies carry most of the (compression) load, panel failure is primarily governed by the failure of the 0-degree plies. When delamination damage is present, some of the 0-degree plies become unstable and bend or buckle, thereby escaping load. The resulting load eccentricity increases the loading of the adjacent 0-degree plies and invoke their premature failure, etc. For a damage tolerant panel design it is important to protect the 0-degree plies from damage in the first place, to limit load eccentricities by providing back-up bending stiffness to damaged 0-degree plies in the second place, and ultimately, to prevent the damage to spread from one load path to the next. The soft skin concept, as shown in figures 1, is satisfying all these aspects. The 0-degree plies are concentrated in the stiffener and in the doubler, which are the added layers in the skin beneath the stiffener. The stiffener itself is protected from impact damage during service because it is positioned inside the wing.

Even when the first 0-degree plies, located in the skin near the flat side of the panel, bend or buckle out, the subsequent load eccentricity for the panel is limited because of the presence of the stiffener. Further, the spread of the damage may be limited because the load paths, which are the 0-degree dominated doubler/flange areas together with the rest of the stiffeners, are connected mainly by compliant ±45-degree plies.





In the present study on panel optimization for damage tolerance, a "flush-skin" concept (Fig. 2-4) was evaluated, which is easier to fabricate than the baseline configuration of figure 1, while most of the advantages with respect to damage tolerance were thought to be maintained. The flush-skin concept is also easier to interface with adjacent structures such as ribs, and to inspect and repair. In this concept, the critical load carrying plies are located in the stiffener flange, which is embedded in the middle of the skin laminate. The protection of these plies is not as effective as for the baseline panel, because the laminate is thinner than the total laminate of base skin, doubler and stiffener flange of the baseline configuration. However, the critical plies have an equal back-up stiffness provided by the stiffeners, and are also isolated from each other by the soft-skin laminates. An advantage of the flush-skin concept over the baseline concept may be that it is thicker overall, thereby reducing the occurrence of impact damage in the skin between stiffeners.

The multi-model optimization capability can also be used to include damage repairs. When repair is needed, the DUL capability should be restored. Bolted patch repair, as described in reference 17, can easily be modelled in PANOPT. Another scenario (model) that is being included in PANOPT is that of a simulated impact event. Several studies12'18 have indicated that the impact event, and even the resulting damage is often comparable to quasi-static lateral indentation. PANOPT is presently being extended so the peak force corresponding to a given "impact energy" can be computed. PANOPT, an optimization code for the design of prismatic, stiffened, composite panels has been extended with a multi-model capability. Thereby, a panel design can be optimized while simultaneously considering a range of damage states, each with the corresponding design requirements. Such damage states can be the Non Detectable Damage, Detectable Damage, and Discrete Source Damage specified by the FAA. The influence of damage tolerance





constraints on design was evaluated, and was shown to reduce the advantages of particular design concepts optimized for buckling alone. The modeling of damage scenario's in a finite strip analysis was demonstrated, showing that the limitation to prismatic damage configurations, governed by the finite strip method, do not preclude the possibility to model the worst case scenario's to be considered for certification.

Monolithic self-stiffened panels BACKGROUND

1. Field The disclosed embodiments relate to a monolithic self-stiffened panel, in particular a composite panel for an aircraft landing gear door.

2. Brief Description The panels of landing gear doors for aircraft are panels which must be light, whilst at the same time tolerating numerous openings and closures, must generate little drag and must be capable of withstanding considerable thermal, vibratory and aerodynamic stresses. Traditional constructions of landing gear doors utilize metal panels, on which fittings are directly fixed. Embodiments using composite panels do exist, but the fixing of the fittings remains complex. One difficulty of replacing the traditional metal panels by sandwich panels made of composite materials is that these panels are more sensitive to impacts and are prone to fill with water without being able to be emptied. It is necessary, on the one hand, to reinforce the panels, which makes their weight balance less favorable, and, on the other hand, to make them seal-tight, which is complex. As regards the fixing of the fittings, document WO99/26841 A1 in the name of the Applicant relates to the realization of a panel comprising mounted stiffeners and fittings fixed on the panel. This embodiment using multi-ply composite materials, particularly suitable for producing a fan cowling of a jet engine, nevertheless remains relatively weighty and a more economical and lighter realization is sought. SUMMARY The disclosed embodiments allow the realization of composite door panels offering good endurance, and a weight lighter than a traditional metal solution by allowing the fittings to be fixed directly on the panel without the need for intermediate stiffeners, the materials of which are not prone to fill with water, whilst the panel, furthermore, is easily drainable. To this end, the disclosed embodiments relate to a composite panel comprising a first skin forming the outer wall of the panel, the so-called bottom face, and a second skin





forming part of the inner wall of the panel, characterized in that the second skin is formed hollow to constitute an inner reinforcing frame forming at least one hollow-profile stiffener, this being provided with flanged edges for fixing to the first skin, with a face, the so-called top face, and with connecting flanks between said edges and said top face, the frame producing with the first skin a monolithic self-stiffened panel. Advantageously, the inner reinforcing frame produces a plurality of hollow-profile stiffeners distributed over the circumference of the panel. More particularly, the frame comprises cutouts delimited by box beam portions. According to the disclosed embodiments, the frame is realized, in particular, by stamping of the second skin, the skins themselves being made of thermoplastic-matrix composite materials. BRIEF DESCRIPTION A composite panel having a first skin forming the outer wall of the panel, known as the lower face (1), and a second skin forming part of the inner wall of the panel. The second skin is formed hollow such as to produce an inner reinforcing frame (2) in the form of a half-box structure (3) which, together with the first skin, forms box parts. The aforementioned frame is equipped with a rim (4a, 4b) for fixing to the first skin, a face known as the upper face (5) and connecting side walls (6, 6a, 6b, 6c, 6d, 6e, 7) between the rim (4a, 4b) and the upper face (5) the first and second skins forming a monolithic self-stiffened panel. The half-box frame (2) has perforated sections (8) which are defined by hollow beam sections forming the half-box frame (2) BRIEF DESCRIPTION OF THE DRAWINGS Other characteristics and advantages of the disclosed embodiments will be better appreciated from a reading of the following description of a non-limiting example of the disclosed embodiments with reference to the figures, which represent: in FIG. 1: a perspective bottom view of a panel according to the disclosed embodiments; in FIG. 2: a perspective top view of the panel of FIG. 1; in FIG. 3: a top view of the panel of FIG. 1;





in FIG. 4: a sectional view along an axis JJ of the panel of FIG. 3; in FIGS. 5a, 5b, 5c: detailed views along partial sections of the panel of FIG. 3; in FIG. 6: a side view of a reinforcing fitting according to the disclosed embodiments; in FIG. 7: a side view of the panel of FIG. 3. FIGURES





DESGLOSE DE ELECCIONES PARA CÁLCULO

Tipo de Estructura: Una estructura sandwich es una estructura constituida por dos pieles resistentes entre las que se interpone un material ligero y, por lo general, de baja densidad. Este núcleo, si bien aumentará el espesor y en mínima medida el peso de la nueva estructura comparada con una estructura simple, reportará grandes beneficios desde el punto de vista de la rigidez del conjunto. Una estructura sandwich está compuesta por tres elementos fundamentales: Las pieles exteriores, el núcleo del sandwich y la interfase de unión entre el núcleo y las pieles, que generalmente es un adhesivo.

Cada uno de los elementos implicados cumple una función determinada. Las pieles exteriores son los elementos resistentes, generalmente realizadas con materiales de mejores propiedades que el resto; el núcleo, de material ligero, cuyas funciones principales son mantener separadas las pieles exteriores, brindar aislamiento ( si cabe ) y transmitir los esfuerzos cortantes de una cara a la opuesta; y por último la interfase, que tiene como función principal mantener unido el conjunto. Si un panel sandwich es sometido a flexión, las pieles exteriores experimentarán esfuerzos diferentes. Por ejemplo, si la piel superior está sometida a tracción, la piel inferior estará sometida a compresión. El núcleo debe mantener la distancia relativa entre las pieles y la distancia entre las pieles y la línea neutra. El núcleo debe, por lo tanto, ser suficientemente resistente para poder soportar los esfuerzos de corte que se producen y evitar que se produzca un





desplazamiento de las pieles en el sentido longitudinal. Debe también soportar los esfuerzos de compresión perpendicular a las pieles. Las pieles deberán ser capaces de resistir el esfuerzo de flexión al cual están sometidas a través de los correspondientes esfuerzos de tracción y compresión. De modo que la nueva estructura sandwich, comparada con la estructura simple, será mucho más resistente con sólo un mínimo de aumento de peso. El avión Boeing 727-200 utiliza una estructura de éste tipo por lo descrito anteriormente en su fuselaje, y es la que será calculada.

Cargas:

Como se mencionó en la introducción de ésta investigación, las cargas en los paneles son transferidas a las cuadernas y al estar en equilibrio estas fuerzas se distribuyen de la siguiente manera.





Según la posición del panel que diseñaremos es la carga a la que este se encontrará sometido y el cual se tomara para nuestro análisis como un momento sobre las placas ya que estas se encuentran empotradas. Humedad. La cantidad de vapor de agua que puede contener el aire varía en función de la temperatura, el aire caliente es capaz de contener mayor cantidad que el aire frío. La cantidad máxima de vapor de agua que puede contener un metro cúbico de aire en unas condiciones determinadas de presión y temperatura se conoce como humedad de saturación. Ésta aumenta con la temperatura. - La cantidad de vapor de agua por metro cúbico que tiene el aire se denomina humedad absoluta. La humedad relativa es la cantidad de agua en el aire, expresada como un porcentaje de la máxima cantidad que el aire puede contener a una temperatura concreta. La humedad relativa del 100% corresponde al punto de rocío. Si existen núcleos de condensación (partículas de polvo, aerosoles), se formarán nubes; en caso contrario, el aire sobresaturado y sobreenfriado no podrá condensarse. Para nuestro cálculo:





Condición en crucero a nivel de vuelo 24000Ft

Presión atmosférica: 39.3 KPa Presión interna: 82 KPa Temperatura: -32.5 C

Humedad: 15%

Empilamiento: El B727-200 tiene una estructura sándwich de 8 conjuntos de arreglos mostrados en la siguiente figura, dando un total de 32 capas acomodadas:

0°

90°

45°

- 45°

.

.

.

.





Material: Dadas las condiciones anteriores, la facilidad de trabajo y las propiedades , es que se ha decidido trabajar con el siguiente material: Carbono de alta resistencia. Resina Epoxy. Propiedades (GPa)

MATERIAL E VL G Carbono HR 260 .33 97.7 Epoxy 3.45 .3 1.33

Cálculo de las constantes del compósito





CÁLCULO DE ESFUERZOS Y CRITERIO DE RUPTURA: El proceso está registrado en una Hoja de Cálculo anexa a éste documento.

RESULTADOS Pa

Esfzo L 26063079.1 28398406.7 12897166.2 41564319.52

Esfzo t 154446.099 63494.6782 667204.343 -449263.565

Esfzo Corte 617255.482 -617255.482 -50283.8129 50283.81286

Esfuerzo Longitudinal Ultimo Tensión 90 MPa

Esfuerzo Longitudinal Ultimo Compresión 80 MPa

Esfuerzo Transversal Ultimo Tensión 10 MPa

Esfuerzo Transversal Ultimo Compresión 27 MPa

Esfuerzo Cortante Longitudinal – Transversal Ultimo 13.9 MPa

CRITERIO DE FALLA

Capa 1 Capa2 Capa 3 Capa 4

R 3.41463847 3.14012789 6.71439697 2.16027493

R -3.13154582 -2.82563473 -8.01042824 -1.82176165





CONCLUSIONES: EDMUNDO GÓMEZ Haber elaborado un reporte y un cálculo aplicado a la realidad como lo fue el del B727 me ha dejado el aprendizaje más firme. Apliqué lo conocido en clase y vincule la búsqueda de manuales, entenderlos, clasificarlos y usarlos. Respecto a la parte de resultados y lo que se obtuvo en el desarrollo de ésta práctica, me di cuenta que en realidad el panel es una obra maestra de ingeniería. El criterio de ruptura está bastante alto, es decir, no falla tan fácilmente, pero increíblemente las características del material no son excesivamente altas, lo que lo hace fuerte es la cantidad de capas colocadas de manera perfecta en sándwich para resistir cualquier tipo de carga aplicada, como las presiones internas o externas. Sabiendo que se ha de manufacturar, se aplican materiales de bajo costo, haciendo un balance entre seguridad y gasto, además de que debe ser un material fácil de conseguir. Todo implica costos para la industria, así que debe tratarse de material barato que cumpla con las especificaciones de seguridad aeronáutica y también que sea rentable. Yo creo, que empresas y corporaciones como Boeing Co responden a procedimientos y procesos de producción muy bien elaborados para que diversas etapas en la construcción de las naves sean en el menor tiempo. En general, muchos aspectos de ingeniería se vincula en un simple panel, pero siempre partiendo de la prioridad número 1 de ingeniería. La seguridad. LUIS OLVERA Buscar los manuales es algo que no había hecho antes. Luego descubrir cómo se comporta de manera distinta cada capa, y verificar un valor de criterio de falla hasta descubrir que hay capas que soportan más que otras es algo que me ha sorprendido mucho. También el aspecto de seguridad aeronáutica bien cubierto aunque a veces es muy caro el material. Ahora entiendo por que es tan caro un avión. JUAN ANTONIO LÓPEZ Descubrí que me gusta mucho aplicar el conocimiento. Aventurarme en la búsqueda de manuales, entender lo que dicen y sobretodo ser capaz de hacer un programa que calcule para un arreglo sumamente complejo de 32 capas en conjuntos de 4 me ha dejado casi sin dudas el proceso y procedimiento para atacar el problema. Muy importante la manera de acomodar las placas. En empilamientos de 0, 90, 45 y -45, donde





no forzosamente soportan lo mismo. Entonces yo creo que lo ideal es adecuar para cada un material diferente y así optimizar la resistencia y la seguridad en un balance de costos. EDUARDO RUÍZ Me ha parecido una práctica interesante ya que he comprendido mejor lo que había visto en clase. Muy interesante descubrir cómo el panel semirrígido debe ser capaz de soportar las cargas de presión y otras que en forma de capas y siendo 32, soporta sin ningún problema y con un factor de seguridad elevado, como lo debe ser porque se está jugando con la vida humana. En verdad muy interesante y emocionante. JUAN ARMANDO GUILLEN CAMPOS Podemos obtener un numero importante de conclusiones de este proyecto, siendo las mas importantes el calculo para un material laminado para lograr el material casi homogéneo que se desea en la practica de la industria pues en clase los ejercicios eran para una sola lamina de material de grosores que variaban, otra cosa que me gustaría añadir es que la cantidad original de laminas de material para las pieles del material fueron modificadas para lograr una simetría en las capas internas y externas de la piel de 36 placas (nueve laminados de 4 placas cada uno [0,90,45,-45]) a 32 placas (ocho laminados, logrando una simetría en la piel del material) manteniendo el grosor original del diseño del B-727, también se logró un conocimiento mas amplio sobre los materiales usados, los que están en uso y por usar no solo en la industria aeronáutica sino también en la aeroespacial como mi primer articulo lo señalaba, con el trabajo de Boeing y Airbus en este rubro.





BIBLIOGRAFIA Y DIRECCIONES ELECTRONICAS Antonio Miravete y Co Autores Materiales Compuestos Tomo II. PP. 907 Boeing Co. Manual 53_098, B727-200 PP81 http://www.hexagonoingenieria.com/ http://www.formashape.com http://www.mcclarinplastics.com/ http://todortm.blogspot.mx/ http://materiales.wikispaces.com/Estructuras+sandwich http://www.valvias.com/prontuario-conversor-de-unidades.php





MÁS INFORMACIÓN Una vez decidido trabajar con un material ya probado, lo obligatorio es estudiar el material con que estaba hecho el B-727. Teniendo en cuenta que es un material rudimentario para nuestra época pues esta hecho de material tipo sándwich con capas de aluminio y nucleo de carton honeycom, investigué de fondo dos artículos que llamaron mi atención: El primero habla de un accidente en Perú, el cual es de importante atención pues resaltan la intensidad y duración del impacto y el subsecuente daño sufrido por el derrape contra la pista, de donde podemos rescatar que la configuración del material fue adecuada sabiendo que los materiales compuestos como la fibra de vidrio y la fibra de carbono aun no tenían aceptación ni desarrollo adecuadcos para ser usados como parte de una estructura asi de “imponente”. El segúndo articulo es de un hotel en Costa Rica donde tienen una suite; ¿no muy importante cierto? Bueno, pues esta suite esta ubicada dentro de la estructura de un 272 que pusieron adecuadamente sobre el hotel. Cabe destacar aquí que esta estructura es, obviamente parte de un avión construido hace ya varias décadas y por tanto el hecho de poder resistir es un hecho extraordinario para cualquier material “común” sin embargo, debido a la composición del fuselaje (siendo la estación de nuestro interés sujeto de estudio magnifico, pues las cargas a las que esta sometido en este hotel son muy similares a las que estuvo sometido en su momento cuando volaba) la estructura es confiable para los estándares de construcción de Costa Rica y seguramente de distintas partes del mundo. De los distintos artículos que leí me di cuenta de dos cosas: la primera es que el desarrollo de un nuevo material compuesto es complicado y la segunda es que las pruebas para incluir un nuevo material nos llevarían años de investigación. Como encontré en un articulo sobre el Dassault Mirage 4000, en sus etapas posteriores, es decir, el Dassault Mirage III y después el Dassault Mirage 2000, los diseños no fueron muy innovadores, sin embargo se apostó por un diseño”ya provado y eficiente” para hacer un mejor vehiculo con todas las ventajas de los que ya tenían una cierta reutacion. Asi pues y teniendo en cuenta artículos de Boeing y aerbus donde resaltan otros materiales para el A-350 en el caso de la ultima compañía, mi elección seria la de paneles de material compuesto con matriz de resina epoxi, como fibra de carbono quizás, pues Boein ya ha probado este tipo de materiales con matriz de esta composición, citando pues “It is much cheaper today to use composites, because the aluminum fairings are so





labor intensive. By unitizing the structure with composites, we eliminated 90 percent of the piece parts.” Otra propuesta, aunque solo sea eso, es la de usar paneles como el de Airbus de carbón laminado en una sola pieza como es muestra en http://www.boeing.com/newairplane/787/design_highlights/#/visionary-design/composites/one-piece-barrel-construction, pues seria interesante jugar con las composiciones de esta…

panel semirigido b727

Documents

fuselaje y

frente y

arrastre base

perfil y base

forma y disposicin

estudio y diseo

arrastre que se encuentran

fuselaje por si