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ESCUELA TÉCNICA SUPERIOR DE INGENIERÍA (ICAI)

GRADO EN INGENIERÍA ELECTROMECÁNICA ESPECIALIDAD MECÁNICA

CÁLCULO Y DISEÑO DE LA ESTRUCTURA Y FUSELAJE DE UN

HELICÓPTERO LIGERO

Autor: Joaquín Villar Font de Mora Director: Javier Soto Trujillo

Madrid Agosto 2015

AUTORIZACIÓN PARA LA DIGITALIZACIÓN, DEPÓSITO Y DIVULGACIÓN EN ACCESO

ABIERTO DE DOCUMENTACIÓN

1º. Declaración de la autoría y acreditación de la misma.

El autor D. Joaquín Villar Font de Mora, como estudiante de la UNIVERSIDAD PONTIFICIA

COMILLAS (COMILLAS), DECLARA que es el titular de los derechos de propiedad intelectual,

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ostenta la condición de autor en el sentido que otorga la Ley de Propiedad Intelectual como

titular único o cotitular de la obra.

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de los restantes titulares para hacer la presente cesión. En caso de previa cesión a terceros de

derechos de explotación de la obra, el autor declara que tiene la oportuna autorización de dichos

titulares de derechos a los fines de esta cesión o bien que retiene la facultad de ceder estos

derechos en la forma prevista en la presente cesión y así lo acredita.

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Con el fin de dar la máxima difusión a la obra citada a través del Repositorio institucional de la

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más adelante se detallan) por todos los usuarios del repositorio y del portal e‐ciencia, el autor

CEDE a la Universidad Pontificia Comillas de forma gratuita y no exclusiva, por el máximo plazo

legal y con ámbito universal, los derechos de digitalización, de archivo, de reproducción, de

distribución, de comunicación pública, incluido el derecho de puesta a disposición electrónica,

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a los únicos efectos de lo dispuesto en la letra (a) del apartado siguiente.

3º. Condiciones de la cesión.

Sin perjuicio de la titularidad de la obra, que sigue correspondiendo a su autor, la cesión de

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como incorporar metadatos para realizar el registro de la obra e incorporar “marcas de agua” o

cualquier otro sistema de seguridad o de protección.

(b) Reproducirla en un soporte digital para su incorporación a una base de datos electrónica,

incluyendo el derecho de reproducir y almacenar la obra en servidores, a los efectos de

garantizar su seguridad, conservación y preservar el formato.

(c) Comunicarla y ponerla a disposición del público a través de un archivo abierto

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(d) Distribuir copias electrónicas de la obra a los usuarios en un soporte digital.

4º. Derechos del autor.

El autor, en tanto que titular de una obra que cede con carácter no exclusivo a la Universidad

por medio de su registro en el Repositorio Institucional tiene derecho a:

a) A que la Universidad identifique claramente su nombre como el autor o propietario de los

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en contacto con el vicerrector/a de investigación ([email protected]).

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obtención del ISBN.

e) Recibir notificación fehaciente de cualquier reclamación que puedan formular terceras

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5º. Deberes del autor.

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a) Garantizar que el compromiso que adquiere mediante el presente escrito no infringe ningún

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b) Garantizar que el contenido de las obras no atenta contra los derechos al honor, a la intimidad

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pudieran ejercitarse contra la Universidad por terceros que vieran infringidos sus derechos e

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de derechos derivada de las obras objeto de la cesión.

6º. Fines y funcionamiento del Repositorio Institucional.

La obra se pondrá a disposición de los usuarios para que hagan de ella un uso justo y respetuoso

con los derechos del autor, según lo permitido por la legislación aplicable, y con

fines de estudio, investigación, o cualquier otro fin lícito. Con dicha finalidad, la

Universidad asume los siguientes deberes y se reserva las siguientes facultades:

a) Deberes del repositorio Institucional:

‐ La Universidad informará a los usuarios del archivo sobre los usos permitidos, y no garantiza ni

asume responsabilidad alguna por otras formas en que los usuarios hagan un uso posterior de

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requerirá que se cite la fuente y se reconozca la autoría, que no se obtenga beneficio comercial,

y que no se realicen obras derivadas.

‐ La Universidad no revisará el contenido de las obras, que en todo caso permanecerá bajo la

responsabilidad exclusiva del autor y no estará obligada a ejercitar acciones legales en nombre

del autor en el supuesto de infracciones a derechos de propiedad intelectual derivados del

depósito y archivo de las obras. El autor renuncia a cualquier reclamación frente a la Universidad

por las formas no ajustadas a la legislación vigente en que los usuarios hagan uso de las obras.

‐ La Universidad adoptará las medidas necesarias para la preservación de la obra en un futuro.

b) Derechos que se reserva el Repositorio institucional respecto de las obras en él registradas:

‐ retirar la obra, previa notificación al autor, en supuestos suficientemente justificados, o en caso

de reclamaciones de terceros.

Madrid, a 26 de Agosto de 2015

ACEPTA

Fdo……………………………………………………………

Proyecto realizado por el alumno/a:

Joaquín Villar Font de Mora

Fdo.: Fecha: 26 / 08 / 2015

Autorizada la entrega del proyecto cuya información no es de carácter confidencial

EL DIRECTOR DEL PROYECTO

Javier Soto Trujillo

Fdo.: Fecha: 26 / 08 / 2015

Vº Bº del Coordinador de Proyectos

Jesús Jiménez Octavio

Fdo.: Fecha: 26 / 08 / 2015

ESCUELA TÉCNICA SUPERIOR DE INGENIERÍA (ICAI)

GRADO EN INGENIERÍA ELECTROMECÁNICA ESPECIALIDAD MECÁNICA

CÁLCULO Y DISEÑO DE LA ESTRUCTURA Y FUSELAJE DE UN

HELICÓPTERO LIGERO

Autor: Joaquín Villar Font de Mora Director: Javier Soto Trujillo

Madrid Agosto 2015

CÁLCULO Y DISEÑO DE LA ESTRUCTURA Y FUSELAJE DE UN HELICÓPTERO LIGERO

Autor: Villar Font de Mora, Joaquín

Director: Soto Trujillo, Javier

Entidad Colaboradora: ICAI – Universidad Pontificia Comillas

RESUMEN DEL PROYECTO

Introducción

En función de sus distintas aplicaciones, se han diseñado diversos tipos de helicóptero a lo largo del siglo XX y con ello diferentes estructuras que se han adaptado a las dimensiones, carga y configuración de hélices definidas para cada caso.

El objeto del proyecto es la especificación técnica completa de la geometría y materiales (composites) para la producción de la estructura y el fuselaje de un helicóptero ligero de hasta 3 pasajeros, con un peso menor que 100Kg, incluyendo diseño, cálculo de cargas y planos de fabricación. Tratando de ofrecer una forma geométrica lo más aerodinámica posible y una estructura tubular interna ligera, con el objeto de reducir el peso y los esfuerzos aerodinámicos de la aeronave al máximo.

Para el correcto diseño de la estructura interna del aparato, se parte de las geometrías y formas de dos helicópteros ligeros. Con ello, se decide diseñar dos tipos de estructuras:

- Una de ellas en la cual la distribución de pasajeros y piloto fuese lineal, en la que el piloto se encontraba en el centro de la estructura y los pasajeros en sus extremos.

- La segunda estructura posee una distribución de pasajeros y piloto triangular, en la cual el piloto se encuentra en frente de los pasajeros a mandos del aparato y estos dos en la parte trasera en sus extremos.

Para el correcto diseño de estas dos estructuras planteadas se ha de realizar un estudio ergonómico donde se consigue las medidas medias de un ser humano junto con el ángulo de inclinación necesario para una correcta orientación a la hora de

UNIVERSIDAD PONTIFICIA COMILLAS ‐ Escuela Técnica Superior de Ingeniería (ICAI) Cálculo y

Diseño de la estructura interna y fuselaje de un helicóptero ligero

sentarse. En base a este estudio se diseñan ambas estructuras con un ancho de 1,55m para la estructura lineal, de 1,25m para la estructura triangular y poseyendo ambas una altura desde la sección inferior de la cabina hasta la zona superior de 1,8m.

Es necesario una correcta elección de los materiales para la construcción del aparato. En este caso, según las premisas del proyecto, se decide crear la estructura interna de dos aleaciones metálicas y una fibra de carbono, muy utilizadas en el sector aeronáutico. Por otra parte, se decide conformar el fuselaje con fibra de vidrio.

Metodología

Lo primero, es resolver el coeficiente aerodinámico que generan los fuselajes de ambas estructuras. Con ello, se descarta una de los diseños planteados para posteriormente ser capaces de optimizar según los materiales escogidos la estructura interna y poder reducir el peso del aparato al máximo. Para ello, se utilizaron las plataformas de “FlowSimulation” y “StaticAnalysis” del programa de diseño en 3-D SolidWorks.



Resultados y conclusiones

Se dividen en tres:

1. Análisis aerodinámico

Como se describe en la metodología, es necesario realizar un análisis aerodinámico de ambas geometrías con el fin de descartar una de las dos. Aunque a priori se suponga la hipótesis de que la estructura con distribución de tripulación y pasajeros lineal, al poseer una superficie frontal mayor, tenga un mayor coeficiente aerodinámico, se realiza un análisis aerodinámico de ambos fuselajes. Para realizar este estudio, se supone un helicóptero quieto, al cual le incide una corriente de aire perpendicular a él y de velocidad de 40 nudos (20,5m/s). Con ello, el programa calcula automáticamente el volumen de control para analizar el fluido, y el mallado de la estructura a analizar.

Una vez hecho esto se obtiene la fuerza total sufrida por el aparato en el momento en el que la corriente de aire incide sobre él. Con ello y utilizando la siguiente ecuación se calcula el coeficiente aerodinámico de cada una de las estructuras.

0.5

Fuerza Global estructura lineal ( ) 241,4926175

Área frontal estructura lineal ( 3.106344

Densidad superficial( / ) 1,18

Velocidad Relativa ( / ) 20,58

Coeficiente Aerodinámico estructura lineal 0,311

Fuerza Global estructura triangular ( ) 147,5645

Área frontal estructura triangular ( 2,6



Coeficiente Aerodinámico est. Triangular 0,227346

Como se puede observar en las tablas anteriores, la estructura triangular sigue la hipótesis propuesta y por tanto tiene un coeficiente aerodinámico menor que la estructura con distribución de pasajeros y piloto lineales. Una vez hecho esto, se descarta la estructura lineal y se continúa optimizando los espesores del fuselaje.



Para ello, es necesario una obtención de las fuerzas aerodinámicas que sufre cada sector de este, para más tarde optimizar las zonas.

Los espesores finales de las secciones del fuselaje fueron:

- 1,5mm de espesor en la Cúpula.

- 1,5mm de espesor en la zona del morro inferior.

- 2,5mm en la zona lateral y del techo.

- 2mm en la sección de transición.

- 1,5mm en el puro de cola.

Una vez hecho esto, se calculó la masa total del fuselaje, siendo esta de 38Kg.

2. Análisis estático

Finalmente se analiza la estructura interna del aparato. Utilizando la plataforma de análisis estáticos del programa de diseño 3-D, SolidWorks, se simula la estructura interna del helicóptero, teniendo en cuenta los tres materiales escogidos con los que se puede crear la estructura, descritos anteriormente. Con ello, se reduce las secciones de los perfiles tubulares de la estructura interna. Para este proceso se exponen dos casos:

- En el primer suceso el helicóptero estaba apoyado en el suelo tomando los

patines como puntos de apoyo de la estructura del aparato y todo el peso

anteriormente descrito actuando sobre el helicóptero.

- En el segundo escenario el helicóptero se prepara para despegar. En este caso

se ha de colocar una fuerza en sentido contrario a la gravedad, centrada en el

techo del aparato y con un valor de un 10% más que el módulo de todas las

fuerzas que actúan en la aeronave.

Posteriormente, después de analizar los dos casos se obtienen las siguientes secciones de los perfiles tubulares según sus materiales:

- Titanio (6%Al 4%V):



Familia estructural. Dimensión del perfil. Puro de cola 20x15∅

Patines 30x25∅ Cuadernas 35x25∅

Sección delantera 30x25∅ Suelo y techo 30x20∅

- Aluminio 7075:




- Fibra de carbono 24K:

Familia estructural. Dimensión del perfil. Puro de cola 20x17,5∅

Patines 30x27,5∅ Cuadernas 35x32,5∅

Sección delantera 30x27,5∅ Suelo y techo 30x20∅

Los pesos de las estructuras según los materiales utilizados fueron de 112,63Kg, 60,46 Kg y 14,4Kg respectivamente. Gracias a esto se decide descartar la estructura de titanio ya que supera el peso medio objetivo dentro del proyecto.

3. Presupuesto

Se ha solicitado presupuestos a diversos talleres especializados en tratamiento de los diversos materiales. Ante la negativa de estos estudios, se ha realizado un análisis de los materiales que componen cada una de las estructuras en bruto.

Material Peso en bruto

(Kg) Precio Desviación

(10%) Estimación

Precio Fibra de Carbono 14,4 350 1,4 5060,16 Aluminio 60,47 3,5 6,047 577,30709 Fibra de Vidrio 38 20 3,8 904,4



15

PROJECT SUMMARY

Introduction

Many types of helicopter are designed depending on their different applications over the twentieth century and thus different structures that have been adapted to the different dimensions, configuration and load defined for each propeller.

The purpose of the project is a complete study with technical specification of the geometry and materials (composites) for the production of the fuselage structure of a light weight helicopter for 3 passengers, weighing less than 100kg, including design, load calculations and plans for manufacturing. With the purpose of providing an accurate aerodynamic shape and a lightweight tubular internal structure, in order to reduce the weight and aerodynamic forces on the aircraft at highest level.

A proper design of the internal structure of the apparatus, it is needed a study of the geometries and shapes of two light weight helicopters:

- One in which the distribution of passengers and driver are linear, where the pilot is placed at the center of the structure and the passengers are placed at the end.

- The second structure has a triangular distribution of passengers and pilot, in which the pilot is in front of passengers to control the device and these two in the rear at their ends.

For the correct design of these two structures, an ergonomic study is needed, so the average dimensions of a human being and the correct angle of inclination for a comforting sitting position is achieved. Based on this study both structures are designed with a width for the linear structure of 1.55m, 1.25m to the triangular structure and having both the height from the bottom section of the cab to the top of 1,8m.



16

The correct choice of the materials, is critical for the construction of the helicopter. Es necesario una correcta elección de los materiales para la construcción del aparato. In this case, according to the premises of the project, it was decided to create the internal structure of two metal alloys and carbon fiber, widely used in the aviation sector. Moreover, it is decided to form the fuselage with fiberglass.

Methodology

First thing to do, is to solve the drag coefficient generated by fuselages of both structures, thus rejecting one of the two structures proposed, so they can be optimized posteriorly hence reducing the weight of the apparatus. For this purpose the platforms "FlowSimulation" and "StaticAnalysis" of the 3-D design SolidWorks computer program were used.



17

Results and Conclusions

They are divided into three parts:

1. Aerodynamic Analysis

As described in the methodology, it is necessary to perform aerodynamic analysis of both geometries in order to rule out one of the two. Even though the larger front surface area of the structure of a linear disposition of the crew and passengers suggests a higher drag coefficient than the other structure, an aerodynamic analysis is conducted for both fuselages. For this study, a fixed helicopter is supposed, were a perpendicular current of air at 20,5m/s will impact directly on its cabin. With this, the program automatically calculates the control volume to analyze the fluid, and the meshing of the structure to be analyzed.

Once the program has finished doing the analysis, the total aerodynamic force suffered by the apparatus due to the air is obtained. With this force and using the following equation the aerodynamic coefficient for both structures is calculated.

0.5

Global Force linear structure ( ) 241,4926175

Frontal Area linear structure ( 3.106344

Density ( / ) 1,18

Relative Velocity ( / ) 20,58

Aerodynamic Coefficient linear structure 0,311

Global Force triangular structure ( ) 147,5645

Frontal Area triangular structure ( 2,6

Density ( / ) 1,18

Relative Velocity ( / ) 20,58

Aerodynamic Coefficient triangular str. 0,227346

As the above tables show, the triangular structure proposed, follows the suggestion made at the beginning, therefore having a lower drag coefficient tan the structure with linear distribution of passengers and pilot. Once this is done, the linaer structure is rejected and the optimization of the thickness of the fuselage



18

starts. In order to do this optimization of the sections of the fuselage, a checkout of the aerodynamic forces suffered by every sector of the fuselage is needed.

The final thickness of the fuselage sections were:

- 1,5mm thick at the Dome.

- 1,5mm thick in the lower nose area.

- 2,5mm in the lateral and roof area.

- 2mm in the transition section.

- 1,5mm at the tail boom.

Once this is done, the total mass of the fuselage was calculated, having a total value of 38Kg.

2. Static Analysis

Finally the internal structure of the helicopter is analyzed. Using the 3-D design SolidWorks computer program’s static analysis platform and taking into account the materials used in the construction of the helicopter, the internal structure is simulated. Hence, reducing the sections of the tubular profiles in the structure and reducing its weight. For this, two study cases are proposed:

- In the first event the helicopter was leaning on the floor taking skates as fulcrums of the structure of the apparatus and the weight above described acting on the helicopter.

- In the second stage the helicopter prepares for takeoff. In this case a force acting in the opposite direction of the gravity, has to be placed in the center of the top of the aircraft, having a value 10% higher than the modulus of all forces acting on it.

Later, after analyzing the two cases, the following sections of the tubular profiles are obtained according to their material:

- Titanium (6%Al 4%V):



19

Structural Family Profile Section Tail Boom 20x15∅

Skids 30x25∅ Frames 35x25∅

Front Section 30x25∅ Crossbars 30x20∅

- Aluminium 7075:

Structural Family Profile Section Tail Boom 20x15∅

Skids 30x25∅ Frames 35x20∅

Front Section 30x25∅ Crossbars 30x10∅

- Carbon fiber 24K:

Structural Family Profile Section Tail Boom 20x17,5∅

Skids 30x27,5∅ Frames 35x32,5∅

Front Section 30x27,5∅ Crossbars 30x20∅

The weights of the structures according to the materials used were 112,63Kg, 60.46 kg and 14,4Kg respectively. Due to this values, it was decided to discard the titanium structure as the average weight exceeds target in the project.

3. Budget

It has been requested budgets to various workshops that are specialized in the treatment of various materials. Due to the refusal of these studies, we carried out an analysis of the materials that make up structures in rough.



(10%) Estimación




20

MEMORIA



21

ÍNDICE DE MEMORIA

MEMORIA ................................................................................................................................. 20

1. INTRODUCCIÓN .............................................................................................................. 24

1.1 Motivación del proyecto .............................................................................. 24

1.2 Objetivos del proyecto ................................................................................. 25

1.2.1 Diseño y cálculo de la estructura interna, fuselaje y puro de cola de un helicóptero ligero. ............................................................................................................. 25

1.2.2. Optimización del diseño para cumplir las expectativas del proyecto. ........... 26

1.2.3. Elección de los materiales de construcción de la aeronave. .......................... 26

1.2.4. Analisis de la dinámica de vuelo del aparato. .................................................. 27

1.3 Metodología de Trabajo ............................................................................... 27

2. ESTADO DEL ARTE ........................................................................................................ 28

2.1 Conceptos básicos ...................................................................................... 28

2.1.1. Mecánica de Fluidos ............................................................................................. 28

2.1.2. Resistencia de Materiales .................................................................................... 36

2.2 Nociones elementales sobre helicópteros ................................................ 43

2.2.1. Estructura y fuselaje del helicóptero................................................................... 43

2.3 Composites y Materiales ligeros ................................................................ 74

2.3.1 Materiales compuestos .......................................................................................... 76

2.3.2 Métodos de fabricación .......................................................................................... 79

3. DISEÑO DE LA ESTRUCTURA INTERNA ..................................................................... 86

3.1 Enunciado ..................................................................................................... 86

3.2 Planteamiento inicial ..................................................................................... 87

3.2 Estudio de la ergonomía del helicóptero ................................................... 91

3.4 Diseño ........................................................................................................... 92

3.5 Materiales ...................................................................................................... 95

4. DISEÑO Y CÁLCULO DEL FUSELAJE ........................................................................ 98

4.1 Planteamiento inicial .................................................................................... 98

4.2 Diseños y cálculo ......................................................................................... 99

4.3 Optimización del Fuselaje ......................................................................... 119

5 OPTIMIZACIÓN DE LA ESTRUCTURA INTERNA .................................................. 142

5.1 Introducción y Premisas ............................................................................ 142



22

5.2 Ensayos y Cálculos .................................................................................... 143

5.2.1 Ensayo ............................................................................................................. 143

5.2.2 Resultados ....................................................................................................... 144

5.3 Conclusiones .............................................................................................. 155

6 Presupuesto .................................................................................................................... 156

7 PLANOS ........................................................................................................................... 160

7.1 Planos de Diseño ....................................................................................... 162

7.2 Planos del Fuselaje .................................................................................... 164

7.3 Planos Finales de Estructura y Fuselaje .................................................. 166

8 ANEXOS .......................................................................................................................... 168

9 BIBLIOGRAFÍA ............................................................................................................... 169



23



24

1. INTRODUCCIÓN

En función de sus distintas aplicaciones, se han diseñado diversos tipos de

helicóptero a lo largo del siglo XX y con ello diferentes estructuras que se han

adaptado a las dimensiones, carga y configuración de hélices definidas para

cada caso.

El objeto del proyecto es la especificación técnica completa de la geometría y

materiales (composites) para la producción de la estructura y el fuselaje de un

helicóptero ligero de hasta 3 pasajeros, incluyendo diseño, cálculo de cargas,

análisis de vibraciones y planos de fabricación.

1.1 Motivación del proyecto

El fuselaje es la zona del helicóptero que posee la mayor superficie expuesta a

esfuerzos aerodinámicos y por tanto una de las principales zonas responsables

de producir cargas aerodinámicas. Estas cargas después afectan a la velocidad

de la aeronave, a su consumo de combustible, y a la potencia requerida por el

rotor para avanzar y maniobrar. Como resultado de estas cargas, se precisa un

buen diseño del fuselaje, con su posterior optimización para poder reducir la

resistencia aerodinámica producida por el aparato.

La distribución de peso del helicóptero influye en la estabilidad longitudinal del

aparato, pues según la posición en la que se encuentre el centro de gravedad,

puede representar una contribución adversa en el vuelo, creando un momento

de cabeceo en la aeronave. Por ello, es importante el correcto diseño de la

distribución de cargas de la estructura, pues para reducir este momento, las

vibraciones generadas por el rotor y obtener una mejor sustentación y manejo



25

del helicóptero, el centro de gravedad ha de estar situado siempre en el eje del

rotor. Además el peso elevado requiere mayor potencia del rotor para poder crear

la sustentación necesaria para elevar el aparato. Por tanto, la elección de los

materiales a la hora de diseñar y la optimización del diseño geométrico de la

estructura son cruciales para poder reducir al máximo el peso del helicóptero y

poder así reducir la sustentación y potencia necesarias por el rotor.

1.2 Objetivos del proyecto

Los objetivos principales son los siguientes:

Diseño y cálculo de la estructura interna, fuselaje y puro de cola de un

helicóptero ligero.

Optimización del diseño para cumplir las expectativas del proyecto.

Elección de los materiales de construcción de la aeronave.

Análisis de la dinámica de vuelo del aparato.

1.2.1 Diseño y cálculo de la estructura interna, fuselaje y puro de cola de un helicóptero ligero.

Tomando como referencia el diseño del helicóptero ligero Robinson R22

(Figura 1), se diseñará por completo la estructura interna, fuselaje y puro

de cola de un helicóptero.



26

Figura 1.1: Helicóptero Robinson R22 BETA

La estructura interna de la aeronave será diseñada de forma tubular,

reduciendo el peso del aparato en la mayor medida posible. Sin embargo

el puro de cola del helicóptero vendrá condicionado por el diseño de la

elección del rotor principal y sistema antipar diseñado por Luis Marqués

Mayor.

1.2.2. Optimización del diseño para cumplir las expectativas del proyecto.

Dichas expectativas son las siguientes:

Pesto total máximo (incl. Motor, baterías y pasaje): 500kg

Altura máxima de servicio: 3500 metros

Peso de la estructura, fuselaje, puro de cola, patines, etc.: 100kg.

Sencillez, robustez y ligereza.

1.2.3. Elección de los materiales de construcción de la aeronave.



27

Al requerir una gran robustez y ligereza, la elección de los materiales de

construcción de la aeronave es crucial en cuanto a su diseño.

1.2.4. Analisis de la dinámica de vuelo del aparato.

Se analizaran las vibraciones inducidas por el sistema rotor de la aeronave

a la hora del vuelo y así poder hallar la solución óptima del diseño de la

estructura.

1.3 Metodología de Trabajo

Al ser un problema de diseño, es necesario partir de cero; tomando como

referencia la geometría de un helicóptero ligero Robinson R22 se diseñará

una estructura interna capaz de soportar las cargas producidas por el peso

de los pasajeros, y cuyas dimensiones serán determinadas por el confort de

los pasajeros y la premisa de ligereza de la aeronave.

Tras obtener la estructura interna del aparato, mediante un programa de

cálculo de elementos finitos, se procederá a diseñar el carenado optimo (con

menor resistencia aerodinámica) del helicóptero.

Una vez obtenidos los datos del sistema antipar de la aeronave se diseñará

el puro de cola del aparato, teniendo en cuenta los esfuerzos y vibraciones

que generará sobre la estructura interna.



28

2. ESTADO DEL ARTE

2.1 Conceptos básicos

2.1.1. Mecánica de Fluidos La mecánica de fluidos es uno de los temas a tener en cuenta antes de diseñar

el fuselaje de un helicóptero, pues permite hacer los cálculos de la resistencia

aerodinámica que opone el aparato, para después poder optimizar la geometría

del fuselaje. Por ello es necesario el conocimiento previo del cálculo de flujo

alrededor de cuerpo.

1. Flujo alrededor de cuerpos

En el momento que un cuerpo se sumerge en un flujo de corriente, se ve

sometido a unas fuerzas de resistencia creadas por el fluido, que dependen tanto

del fluido en el que se ve sumergido como de la geometría del cuerpo. A la hora

de analizar y calcular las fuerzas según la geometría del objeto se pueden

distinguir dos casos:

Flujo alrededor de placa plana, necesario para el diseño de los

estabilizadores y el análisis de distintas secciones del fuselaje.

Flujo alrededor de cuerpos romos, que permite un análisis completo de un

cuerpo (fuselaje completo).



29

2. Flujo alrededor de placa plana.

Si una corriente uniforme que incide sobre una placa delgada de longitud L posee

un número de Reynolds1 dentro del margen laminar, la capa viscosa de este

fluido es de gran tamaño y por tanto pequeños cambios de flujo originan grandes

cambios en la distribución de presiones (observar figura 2.1). Sin embargo

cuando el fluido se encuentra en régimen turbulento su región viscosa pasa a

tener un tamaño menor.

Figura 2.1: Comparación de flujo alrededor de una placa plana.

1 El número de Reynolds es un número adimensional que caracteriza el movimiento de un fluido (si está en régimen laminar o turbulento). El número de Reynolds se determina con la siguiente ecuación

∗ ∗

Donde , , , son la densidad del fluido, la velocidad media del fluido, su viscosidad

dinámica y la distancia desde el borde de ataque, respectivamente.



30

Aplicando las ecuaciones de conservación de la masa y de la cantidad de

movimiento a un volumen de control2 regido por el ancho y largo de la placa (su

superficie), y que rige el grosor de la capa límite del fluido a lo largo de la

placa, se obtiene la resistencia (drag) que genera dicha corriente en la placa.

∗ ∗ ∗ ̅ ∗ ∗ ∗ ∗

(2.1)

(2.2)

Siendo b el ancho de la placa en dirección perpendicular al papel, U la velocidad

inicial y u la velocidad en cada punto del espacio.

Dicho drag es dependiente de las condiciones del fluido en el que la placa plana

está inmersa. Si el fluido se encuentra en régimen laminar, conocido el perfil de

velocidades, se puede determinar el esfuerzo en la pared de la placa y el espesor

de desplazamiento de las líneas de corriente exteriores del fluido.

./

./ (2.3)

Con estas ecuaciones, se calcula la resistencia total que ofrece la placa plana

atravesada por dicho fluido en régimen laminar, para así obtener el coeficiente

adimensional de resistencia. Se debe tener en cuenta que estas resistencias

calculadas definen solamente una de las caras de dicha placa, y por tanto se

debería repetir el proceso para poder hallar la resistencia total que ejerce el

2 El volumen de control es el volumen limitado por una superficie cerrada, a través de la cual se realizan los procesos de intercambio de energía y masa con el entorno.



31

fluido sobre la placa. Este proceso es el utilizado para calcular la resistencia

aerodinámica de los estabilizadores horizontales del puro de cola.

.

/ 2 (2.4)

Siendo Cd el coeficiente adimensional de resistencia y D(L) la resistencia total

calculada utilizando la ecuación 2.2 descrita con anterioridad.

En el momento que dicho fluido obtiene un perfil en régimen turbulento este

coeficiente superficial de fricción sobre la placa disminuye y por tanto la

resistencia total ejercida y el coeficiente adimensional de resistencia también se

ven reducidos.

.

/ (2.5)

.

/ (2.6)

3. Resistencia en cuerpos romos sumergidos.

Cuando el cuerpo sumergido dentro de un fluido es romo, como es el caso del

fuselaje, la resistencia que este genera sobre el cuerpo varía con respecto a la

provocada sobre una placa plana. En este caso las resistencias aerodinámicas

ocasionadas sobre cuerpos pueden crear tanto fuerzas de sustentación como

fuerzas de resistencia, y un momento de cabeceo. Estas fuerzas de resistencia

dependen del régimen del flujo. Mientras que las fuerzas de sustentación son

creadas por las diferencias de presiones entre dos caras de éste.

Si el régimen del fluido es laminar (bajos números de Reynolds), la resistencia

debida a la diferencia de presiones entre el objeto y el fluido es menor ya que se

reduce el desprendimiento de la capa límite del fluido. Sin embargo si el perfil del

fluido es turbulento las fuerzas de resistencia son debidas tanto a la fricción entre



32

el fluido y la superficie de contacto del cuerpo como a la diferencia de presiones

generada por el desprendimiento de la capa límite. Por tanto el coeficiente

adimensional total de resistencia se divida en dos coeficientes individuales.

Figura 2.2: Distintos tipos de drag.

, , (2.7)

Donde , es el coeficiente adimensional de fricción y , el coeficiente

adimensional debido a la diferencia de presión provocada por el desprendimiento

de la capa límite, necesarios tanto para el cálculo y diseño de los estabilizadores

de la aeronave como para el correcto diseño del fuselaje.

El , se calcula aplicando las ecuaciones de Navier Stokes en la superficie

del objeto sumergido en el fluido. Suponiendo un fluido incompresible, pues

consideramos que la variación de la densidad del aire alrededor del helicóptero

es nula, viscoso y que el fluido se comporta en régimen laminar en zonas

próximas al fuselaje, las ecuaciones de Navier Stokes quedan simplificadas.



33

(2.8)

Haciendo las siguientes hipótesis en el fluido; flujo irrotacional, incompresible,

estacionario, unidimensional o bidimensional, e isótropo, se puede hallar el perfil

de velocidad de las líneas de corriente del fluido a lo largo de la geometría del

objeto sumergido. Una vez calculado el perfil de velocidades del fluido, aplicando

la ecuación de la conservación de la cantidad de movimiento alrededor del

cuerpo sumergido, se halla la fuerza que el fluido genera sobre este.

∭ ∗ ∬ ∗ ∗ ∭ ̅ ∗ ∗ ∭ ∗ ∗ (2.9)

Para poder resolver la resistencia aerodinámica total de la aeronave, es

necesario hallar también el , . Para ello se ha de hallar las diferencias

de presiones, debidas al desprendimiento de la capa límite del fluido a lo largo

de la estructura del fuselaje. Una vez halladas, teniendo en cuenta la velocidad

del fluido alrededor del cuerpo (tomándola constante) se calcula posteriormente

el , teniendo en cuenta la siguiente ecuación.

Se puede estimar el coeficiente debido a las fuerzas provocadas por el fluido en

el objeto usando la siguiente ecuación:

. ∗ ∗ ∗

(2.10)



34

Donde A es el área frontal del objeto sumergido, ρ la densidad del fluido, la

fuerza total ejercida por el fluido incidiendo en el objeto y la velocidad relativa

entre el objeto y el fluido.

La mejor manera forma de obtener el , es mediante métodos experimentales

y computacionales, donde a base de ensayos y cálculo computacional mediante

el método de elementos finitos se consigue una buena estimación del , para

cualquier geometría. Este último método es un método numérico que calcula el

coeficiente aerodinámico de un objeto mediante la división de la superficie de

ese en pequeñas áreas que posteriormente estudia consiguiendo así el , de

cada una de ellas y asi pudiendo hallar el coeficiente aerodinámico del objeto

sumergido.

En cuerpos fuselados el , es mayor que el coeficiente debido a la diferencia

presiones , . La forma de reducir el coeficiente de fricción, es retrasar

el punto de transición de la capa límite laminar en turbulenta; pues en régimen

laminar la resistencia debida a la fricción es menor.

No obstante, en cuerpos esféricos como es el cuerpo del fuselaje del

helicóptero, la resistencia aerodinámica dominante es la debida a la variación

de presiones. Para reducirla, es necesario retrasar el punto de desprendimiento

de la capa límite del fluido y para ello se utilizan los siguientes métodos:

Proporcionando una estructura fuselada3: es más efectivo el fuselado

trasero que el delantero.

3 Cuando a un objeto romo (una esfera) se le añade material de tal forma que se crea un perfil más alargado y aerodinámico, se reduce así su , , a este proceso se le denomina fuselado.



35

Figura 2.3: cuerpo romo fuselado

Provocando la capa límite turbulenta en el punto de desprendimiento

mediante la introducción de rugosidad superficial.

(a) (b)

Figura 2.4: Diferencia de desprendimiento de la capa límite turbulenta en un

cuerpo romo liso (a) y uno rugoso (b).

Las fuerzas de sustentación creadas en un cuerpo sumergido en un fluido, son

debidas a los cambios de presión entre su superficie superior e inferior. En un

cuerpo simétrico, habrá fuerza fluido-dinámica de sustentación si el ángulo de

ataque (ángulo entre la corriente del fluido y el eje de simetría del cuerpo), es

positivo. Para ángulos de ataque nulo, no habrá fuerza.



36

Figura 2.5: Fuerzas aerodinámicas en estabilizador de cola.

El coeficiente adimensional de sustentación depende de este ángulo y del

número de Reynolds basado en el eje de simetría. Cuando es nulo y el perfil

aerodinámico del estabilizador es simétrico la fuerza aerodinámica resultante no

posee componente perpendicular y por tanto la sustentación es nula y el

coeficiente de sustentación pasa a ser 0.

, (2.11)

2.1.2. Resistencia de Materiales Los conocimientos de resistencia de materiales son indispensables a la hora de

diseñar y calcular la estructura interna y el fuselaje de un helicóptero. Tanto la

estructura interna como el fuselaje están sometidos a esfuerzos de tracción,

compresión, flexión y esfuerzos torsores y vibraciones.



37

1. Estado de Tensiones

Se denomina tracción, al esfuerzo interno al que está sometido un cuerpo por la

aplicación de dos fuerzas opuestas, que tienden a estirarlo. El esfuerzo a tracción

es un esfuerzo axil, pues las fuerzas que lo producen son colineales con respecto

al cuerpo en cuestión. El esfuerzo a compresión, por otra parte es el esfuerzo

interno que producen dos fuerzas iguales y opuestas al tratar de comprimir un

objeto.

La deformación del objeto al aplicar un esfuerzo de compresión o tracción

depende de las características del material. Para poder calcular la deformación

unitaria de un material sometido a tracción se utiliza la siguiente ecuación:

(2.12)

Donde E es el módulo elástico del material, sigma la tensión superficial (fuerza

entre superficie) aplicada y épsilon la deformación unitaria del material.

Por otro lado el esfuerzo cortante es el esfuerzo resultante de las tensiones

paralelas a la sección transversal de un prisma mecánico.



38

Figura 2.6: Esfuerzos axiles y cortantes en cubo diferencial

Cuando un elemento estructural está sometido a una carga puntual o a una

distribución de cargas, la superficie contraria a la sometida a estas cargas se

estira, mientras que la cara interior del perfil tiende a comprimirse. Esto es debido

a que parte del elemento se encuentra trabajando a tracción y otra parte a

compresión. Las zonas que trabajan a compresión no crean problemas a la hora

de optimizar el diseño estructural, sin embargo las zonas sometidas a esfuerzos

de tracción han de ser analizadas en detalle, pues si el esfuerzo a tracción

transmitido al perfil es mayor que el que este puede soportar, el elemento rompe.

Existen dos métodos con los que comprobar si un elemento estructural expuesto

a esfuerzos axiles y cortantes colapsará o no:

Criterio de Von Mises: Según Von Mises, teniendo el esfuerzo máximo

admisible del material y habiendo calculado sus tensiones en los ejes

principales, se puede determinar si la tensión superficial máxima

producida por esos esfuerzos es mayor que la admisible del material.



39

∗ (2.13)

Criterio de Tresca: Menos conservador que Von Mises, según el criterio

de Tresca un elemento estructural colapsa cuando la tensión cortante

máxima (obtenida por la diferencia entre la mayor y menor tensión

principal del punto de la estructura considerado) es mayor que la mitad de

la tensión máxima admisible por el material.

(2.14)

El módulo elástico (E) y el límite de tracción son independientes para cada

material y sus aleaciones. No obstante los materiales compuestos o composites

al estar compuestos por fibras (apiladas y entrelazadas de tal manera que crean

un tejido) de dos o más materiales dentro de una matriz polimérica pueden variar

estas dos características. La función de las fibras es dar las altas propiedades

mecánicas, mientras que la matriz polimérica une estas fibras y las aísla del

ambiente exterior para protegerlas, además de transmitir las cargas mecánicas

exteriores de una fibra a otra. La variación en la colocación de las fibras a la hora

de crear los tejidos además de la orientación en la cual se colocan estos y la

geometría final de la estructura, es lo que permite la variación en las propiedades

mecánicas.

En estructuras unidireccionales, estructuras en las cuales las fibras de los tejidos

van en una misma dirección, permiten que la resistencia a la tracción de ese

material sea mayor en esa dirección, y que su límite elástico aumente, sin

embargo esta distribución produce que las estructuras sean más sensibles a

esfuerzos a flexión.



40

2. Flexión A la hora de dimensionar componentes estructurales, se ha de tener en cuenta

los momentos flectores provocados por los esfuerzos cortantes debido a cargas

dentro de un material. Cuando una carga P incide perpendicularmente en el

extremo de una estructura tubular, crea un esfuerzo cortante constante a lo largo

del tubo, generando un momento flector. Este momento flector según el tamaño

de la sección y el momento de inercia (asociado al mismo eje del momento

flector) del elemento estructural, puede producir una tensión superando la

tensión límite del material.

∗ ∗

∗∗

∗ ∗

∗∗ (2.15)

Cuanto menor es el momento flector que soporta la barra y mayor es su momento

de inercia, menor es la tensión a la que está trabajando. En el caso de trabajar

con elementos estructurales de sección circular, la tensión superficial sufrida por

el elemento es menor. Esto es debido a que el momento de inercia de una barra

de sección circular es mayor que el de una barra de distinto perfil pero mismas

dimensiones, además al poseer el mismo momento de inercia en ambos ejes

perpendiculares a la sección circular, permite una mayor esfuerzo a flexión antes

de superar la tensión superficial límite del material en ambos ejes.



41

Figura 2.7: Momentos de inercia.

Por otra parte las estructuras tipo sándwich de materiales compuestos, obtenidas

ensamblando dos laminas (pieles) delgadas de tejido fibroso a un núcleo

formado por material ligero de bajas características mecánicas, poseen una gran

rigidez a flexión. Las pieles trabajan en su plano, sometidas una a tracción y otra

a compresión y la tensión superficial se considera constante en ellas, y por tanto

no se producen estados de cizalladura fuera de su plano; de esta manera el



42

núcleo no recibe ninguna deformación. Dando así una mayor rigidez a flexión al

material.

Figura 2.8: Esfuerzos en estructura sándwich

Con eso y una sección circular hueca se consigue tanto un aumento en el

momento de inercia del elemento estructural como un aumento en la tensión

máxima admisible por el material, tolerando mayores esfuerzos a flexión antes

de que la barra colapse.

3. Torsión

Los movimientos de las hélices de los rotores de cola y principal además de las

vibraciones ocasionadas por el paquete motor y el flujo del aire incidiendo en el

fuselaje del helicóptero; crean esfuerzos de torsión dentro de la estructura interna

del aparato. Cuando se crea un momento en el eje longitudinal de un elemento

constructivo este sufre un esfuerzo de torsión. La torsión provoca tensiones

tangenciales paralelas a la sección transversal del elemento constructivo, que

según la geometría del perfil del elemento estructural, se distribuyen de una



43

manera u otra a lo largo de la sección, provocando alabeos seccionales 4en la

estructura. No obstante si la sección transversal del elemento estructural es de

forma circular o circular hueca, no ocurre este fenómeno.

2.2 Nociones elementales sobre helicópteros

2.2.1. Estructura y fuselaje del helicóptero

En función de sus distintas aplicaciones, se han diseñado diversos tipos de

helicóptero a lo largo del siglo XX y con ello diferentes estructuras que se han

adaptado a las dimensiones, carga y configuración de hélices definidas para

cada caso.

En el tipo de construcción más común, el helicóptero convencional con un único

rotor principal o monorrotor, la estructura fundamental, también llamada célula,

consta de las siguientes partes:

Fuselaje

Tren de aterrizaje

Puro de cola

Cubiertas del motor y transmisión principal

4 Se dice alabeo seccional a la deformada de la sección transversal de un elemento estructural cuando este está sometido a un esfuerzo de torsión.



44

1. Fuselaje

El fuselaje es el componente de mayor tamaño del helicóptero, responsable del

alojamiento de la cabina de la tripulación y de los sistemas y equipos. Es la

estructura central a la que se acoplan el resto de estructuras. Sus características

geométricas tienen una gran influencia en la aerodinámica global del helicóptero.

Consta de dos secciones:

Sección delantera, parte del helicóptero que va desde la cabina

hasta la última cuaderna situada detrás del compartimento de

pasajeros.

Sección intermedia, desde la cuaderna5 hasta el puro de cola.

5 Las cuadernas son componentes estructurales que dotan de rigidez y forma geométrica a la estructura principal.



45

Figura 2.9: partes fuselaje

1.1 Sección delantera

Las vigas longitudinales de la sección inferior del helicóptero son las

responsables de la rigidez para el soporte del peso del volumen interior, y son el

apoyo del sistema de absorción de vibraciones de transmisión principal. Las

cuadernas son las vigas con sección cuadrada que soportan cargas a tracción,

además también ayudan a dar forma a la geometría del helicóptero. En función

de las dimensiones de la aeronave, las cuadernas pueden estar reforzadas con

pequeñas vigas longitudinales llamadas stringuers, que las unen y ayudan a la

distribución de las cargas axiales inducidas por flexión.



46

Figura 2.10: estructura sección delantera del fuselaje

La sección delantera del fuselaje está dividida en 3 partes:

Morro

Tripulación

Pasajeros

1.1.1 Morro

Es la zona delantera del helicóptero, destinada en helicópteros de grandes

dimensiones para el alojamiento de los sistemas electrónicos de la aeronave. El

perfil aerodinámico del morro es romo con el objetivo de reducir al máximo el



47

drag con el viento. Sin embargo al tratarse de un helicóptero ligero, el morro

forma parte de la estructura de la cabina por limitaciones de espacio y de diseño.

1.1.2 Tripulación

Situada en el front frame, que es la zona delantera del helicóptero que va

desde el morro hasta la primera cuaderna (visible en la figura 2.9), es el lugar

donde se sitúa la cabina de pilotaje, en la que se encuentra los elementos de

control del aparato así como la instrumentación de vuelo. Es alargada y

despejada para que ambos, piloto y copiloto, tengan una visión completa del

entorno. Su estructura carece de cuadernas para no entorpecer el espacio visual

y los esfuerzos principales recaen por consiguiente en las vigas longitudinales

de la sección inferior.

Figura 2.11: Front frame



48

1.1.3 Zona de Pasajeros

Esta es la zona situada entre la primera y última cuaderna (figura 2.8), es

el lugar donde se sitúa a los pasajeros o la carga (según qué tipo de helicóptero).

Como se puede ver en la figura 2.10, según las necesidades del helicóptero esta

parte del fuselaje varía, si es para misiones de rescate evacuación o

simplemente transporte de tropas.

La estructura del compartimento de la tripulación, pasajeros o zona de

carga está normalmente compuesta por cuadernas ya que suele ser la parte de

mayores dimensiones del helicóptero y estas soportan grandes esfuerzos de

tracción y ayudan a mantener su geometría. Es el lugar donde se sitúa el rotor y

su motor (en helicópteros de dimensiones intermedias a grandes) pues es la

zona en la que se encuentra el centro de gravedad del helicóptero. El centro de

gravedad debe estar siempre en el eje del rotor para evitar un exceso de

vibraciones en este, y obtener una mejor sustentación, equilibrio y manejo del

helicóptero.



49

Figura 2.12: Sección de tripulación según uso de helicóptero.



50

1.2 Sección intermedia

La sección intermedia está delimitada por la última cuaderna de la sección

principal, coincidiendo con la zona de pasaje en aeronaves de transporte de

pasajeros, y el puro de cola. En helicópteros en los que el motor se sitúa justo

debajo del rotor principal, la sección intermedia se emplea como zona de carga

(figura 2.11) para alojamientos de equipos, equipajes, etc. Sin embargo en

helicópteros ligeros es el lugar en el cual se sitúa el motor debido a su reducido

tamaño en comparación con el resto de los helicópteros.

Figura 2.13: Compartimento en la sección intermedia

En el caso de helicópteros de dimensiones reducidas es una sección a

tener en cuenta a la hora del cálculo del centro de gravedad, pues es una zona

de mucha carga, al ser el lugar donde se sitúa el motor de la aeronave.

El diseño del fuselaje ha de tener en cuenta la resistencia aerodinámica

debida a las turbulencias generadas por el paso del viento de mayores a



51

menores secciones en el caso de no haber una transición suave entre ambas

(de zona de pasajeros al puro de cola ver figura 2.13). En el caso de helicópteros

pequeños, de poco peso y normalmente de usos recreativos, esta sección suele

estar abierta y la estructura está diseñada para soportar el peso del motor y las

vibraciones generadas por este. Los usos de estos helicópteros no son para

condiciones de aire extremas, ni velocidades elevadas (como se puede mostrar

en la figura 2.12).

Figura 2.14: Sección intermedia helicóptero Robinson R-22



52

Figura 2.15: Motor y fuselaje exterior Macdonnell Douglas MD 500 1155

1.3 Factores a tener en cuenta en el diseño del fuselaje

1.3.1 Aerodinámica

El fuselaje es la zona del helicóptero que posee la mayor superficie expuesta a

esfuerzos aerodinámicos y por tanto una de las principales zonas responsables

de producir cargas aerodinámicas. Según el autor J. Gordon Leishman, las

cargas producidas por el fuselaje son del orden del 20%6 de la carga

aerodinámica total que sufre el aparato. Estas cargas después afectan a la

6 Principles of Helicopter Aerodynamics J. Gordon Leishman Cambridge Aerospace Series Capítulo 5 Página 94



53

velocidad de la aeronave, a su consumo de combustible y a la potencia requerida

por el rotor para avanzar y maniobrar.

Para calcular el drag, se usan varios procesos tanto teóricos como

experimentales. La comparación con ambos resultados da una muy buena

estimación del drag creado por el fuselaje.

Dividiendo el carenado en secciones de superficie dS y analizándolas

individualmente aplicando las ecuaciones de Navier Stokes, se obtiene un

coeficiente para cada uno de ellos. Finalmente integrando los coeficientes a

lo largo de la superficie del helicóptero se obtiene la resistencia aerodinámica de

la aeronave. A la hora de usar este método de estimación, se deben asumir

despreciables los efectos de interferencia mutuos entre los distintos

componentes del helicóptero. Más tarde se incorporan dichos efectos de

interferencias para poder así obtener la resistencia aerodinámica total que sufre

el helicóptero.

∬ 0.5 (2.16)



54

Figura 2.16: Mallado de la geometría de un helicóptero.

El coeficiente aerodinámico, debido a la interferencia mutua entre los

distintos flujos de aire (el flujo de aire ocasionado por la dirección de vuelo de la

aeronave y el flujo vertical generador por el rotor), se calcula de forma separada;

para más tarde sumar sus efectos, y poder tener así el coeficiente aerodinámico

total. Este drag se debe en mayor parte a la interferencia entre las palas del rotor

y el propio fuselaje del helicóptero. A está interferencia se le llama drag vertical,

y supone una carga extra de la potencia requerida por el rotor del orden del 5%7

del peso del helicóptero. Sabiendo entonces que el rotor debe dar una potencia

extra (ecuación 2.17). Donde T es la potencia que entrega el rotor, W es el peso

de la aeronave y ∆ la potencia adicional que ha de proporcionar la aeronave.

∆ (2.17)

Siendo Dv (ecuación 2.18).

∆ ∬ (2.18)

Donde v es la velocidad instantánea a la que giran las palas del rotor, S es la

superficie de interferencia, y Cdv el coeficiente aerodinámico del fuselaje que

crea interferencia con las palas.

Para reducir las pérdidas por resistencia aerodinámica es necesario

diseñar la geometría del fuselaje de manera que el desprendimiento de la capa

límite sea mínimo, evitando con ello la generación de efectos de turbulencia. En

la figura 2.10 se muestra una comparación de valores de resistencias para

distintas geometrías. El morro es una de las secciones fundamentales a diseñar

7 Marcada anteriormente en la nota 6.



55

pues cuanto más aerodinámico sea, el desprendimiento de la capa límite se

retrasará reduciendo la resistencia aerodinámica. Las partes descubiertas del

eje del rotor crean mucha resistencia y añadiendo un recubrimiento sobre ellas

ayuda a disminuir la resistencia aerodinámica (figura 2.18).

En la figura 2.17 se muestran formas geométricas con distintos valores de

drag vertical creada por la interferencia entre las palas del rotor principal y el

fuselaje del helicóptero. Al diseñar el fuselaje evitando aristas y ángulos

pronunciados, se previenen turbulencias producidas por el flujo perpendicular de

aire, disminuyendo la resistencia aerodinámica. En dicha figura se puede

observar que redondeando las esquinas inferiores y creando una sección

superior más ovalada el Cdv puede llegar a ser del valor de 0,4.

Figura 2.17: Cuerpos romos y sus resistencias



56

Figura 2.18: Fuselaje del eje del rotor de un helicóptero Robinson R-22

1.3.2 Vibraciones

Las vibraciones causadas por el rotor son otra de las causas a tener en

cuenta a la hora del diseño del fuselaje. Estas vibraciones son causa de las

fuerzas y momentos creados por las palas, que son transmitidos a la cabeza del

rotor, que pasan al eje de transmisión de este, de ahí a la caja reductora principal

que las transmite a la carcasa y de esta finalmente pasan al fuselaje mediante

fijaciones entre este y la carcasa de la transmisión principal. Estas fuerzas son

tanto aerodinámicas como de inercia, producidas por el batimiento y arrastre de

las palas, por tanto según el tipo de rotor que tenga el helicóptero las vibraciones

producidas en el fuselaje variarán. Las fluctuaciones en el rotor de cola también

afectan, aunque en menor medida a las vibraciones ocasionadas en el fuselaje.

El control de estas vibraciones es muy importante ya que reduciéndolas

se mejora la seguridad de la operación, la comodidad del pasaje y la vida a fatiga

de los componentes estructurales del fuselaje.



57

Existen dos métodos de reducir las vibraciones transmitidas al fuselaje

(todos ellos serán estudiados posteriormente en el apartado 2.3 Materiales

compuestos y en el apartado 4 Cubiertas del motor y transmisión principal):

Usando materiales que tengan una mayor absorción de estas, para

que su esfuerzo a fatiga sea menor y la seguridad y comodidad del

pasaje sea mayor.

Sistemas de amortiguación pasivos y activos de la caja reductora

del rotor principal, amortiguando las vibraciones directas de este.

2 Tren de aterrizaje

El tren de aterrizaje es la parte estructural del helicóptero que está en

contacto con el suelo y soportando el peso de este cuando no está volando.

Existen tres tipos de trenes de aterrizaje:

Tren patines

Flotadores para amerizaje

Tren de ruedas

o Tren de ruedas fijas

o Tren de ruedas retractiles



58

2.1 Tren de patines

El tren de patines o “skids” se compone de largueros tubulares unidos al

fuselaje mediante travesaños cruzados. Son de montaje sencillo y su diseño

ayuda a absorber impactos y evitar daños en caso de aterrizaje forzoso. Su

inconveniente es que al ser una superficie roma grande ofrecen una resistencia

aerodinámica que otros tipos de trenes.

Figura 2.19: Patines “skids”

2.2 Flotadores para amerizaje

Este tren de aterrizaje es similar al implementado en el tren de patines. La

estructura está compuesta por largueros tubulares a los que se les acopla

flotadores en cada uno de sus extremos, diseñados para que la aeronave flote.

Es un sistema implementado para helicópteros que deban aterrizar en el agua.



59

Figura 2.20: Flotadores de amerizaje

2.3 Tren de ruedas

Este sistema, se basa en el apoyo del helicóptero en tres ruedas o tres

pares de ruedas (dos por punto de apoyo), las cuales están sujetas en la base

del fuselaje del helicóptero. Este tren de aterrizaje crea las menores resistencias

con el aire pues la sección inferior del helicóptero queda completamente libre.

Este tren puede ser de ruedas fijas en cuyo caso el sistema es el mismo que

antes pero las ruedas no serían recogidas a la hora del vuelo. Este último sistema

es aerodinámicamente peor que los patines pues la resistencia que crea es

mucho mayor.



60

Figura 2.21: Tren de aterrizaje de ruedas.

3 Puro de cola

El puro de cola es la parte estructural trasera de los helicópteros de rotor

principal único, siendo la estructura encargada de soportar los estabilizadores,

tanto horizontal como vertical, el rotor de cola y el sistema de transmisión al

propio rotor.

En función de las dimensiones del helicóptero la estructura puede ser de

tipo monocasco (helicópteros ligeros o de menores dimensiones), o compuesta

por varias secciones. La estructura del puro de cola posee una forma cónica o

cilíndrica, compuesta en su interior por cuadernas y stringuers y cubierta por un



61

revestimiento (normalmente metálico). Al igual que en el fuselaje, las cuadernas

permiten definir la forma del puro de cola y dotar de rigidez transversal al

conjunto, para así poder soportar los esfuerzos cortantes y de flexión provocados

por la fuerza antipar que genera el rotor en el puro de cola y en el fuselaje (ver

figura 2.22), y la torsión y momentos flectores que crea este en la estructura del

puro de cola. Por otra parte el revestimiento está destinado a la transmisión de

los esfuerzos cortantes y de torsión sufridos por el puro de cola al fuselaje y

estructura principal de la aeronave.

Figura 2.22: Par contrario de fuselaje y par de rotor creando esfuerzo a flexión

Según el tipo de rotor de cola o método antipar requerido por el helicóptero la

estructura diseñada para el puro de cola variará. Existen tres tipos de

cancelación del par creado por el rotor principal que requieran de puro de cola:

Rotor de cola

Rotor de cola carenado

Sistema NOTAR



62

Figura 2.23: Estructura monocasco puro de cola

3.1 Rotor de cola

Se emplea un rotor de pequeño tamaño y más simple que el principal para

generar un empuje en la dirección de rotación de las palas principales. Este

sistema precisa de una estructura del puro de cola más sencilla que la requerida

por el resto de tipos de rotor de cola, típicamente monocasco para los

helicópteros de dimensiones reducidas en la cual la se ha de tener en cuenta

que el puro de cola ha de ser capaz de soportar el sistema de transmisión del

rotor.



63

Figura 2.24: Puro de cola con rotor de cola convencional y transmisión.

3.2 Rotor de cola carenado

Sigue el mismo principio de funcionamiento que en el caso anterior, pues es el

empuje generado por las hélices el que hace de sistema antipar. Se diseñó con

el fin de reducir la potencia requerida por un rotor de cola convencional al

disminuir las pérdidas por potencia inducida. Como se puede observar en la

figura 2.25, es un sistema que requiere un aislamiento de las palas traseras con

el aire longitudinal. Para ello se crea un revestimiento sobre rotor y se le sitúa

en un hueco circular en el que solo están las palas. De esta forma se es capaz

de aislar el rotor y que exista menos interferencia con la componente traslacional

del flujo de aire.

Aunque exista una reducción de potencia inducida8, el hecho de recubrir con un

carenado el rotor trasero implica un incremento en el tamaño del puro de cola, al

igual que en sus estabilizadores verticales. Este incremento en tamaño provoca

un aumento en la resistencia aerodinámica creada por el helicóptero y un peso

mayor a tener en cuenta.

8 La potencia inducida es la potencia utilizada por el rotor al mover el aire a su alrededor (empuje por velocidad de aire a la salida del rotor).



64

Figura 2.25: Puro de cola rotor carenado

3.3 Sistema NOTAR

Este sistema antipar es el que requiere un diseño mucho más complejo del puro

de cola. El sistema NOTAR o NO TAIL Rotor sustituye las hélices de los

anteriores rotores antipar por un mecanismo compuesto de ventiladores y

compresores de paso variable en el interior del puro de cola. El aire presurizado

que se genera se hace pasar por unas rejillas colocadas estratégicamente a lo

largo de este. Con ello se genera una corriente tangencial compuesta por el aire

presurizado y el aire procedente del rotor principal. Debido al efecto Coanda, la

corriente producida por el aire presurizado permanece adherida al puro de cola

creando un fuerte esfuerzo de succión.

Al necesitar tanto ventiladores como compresores y rejillas el diseño del puro de

cola requiere ser más ancho que el resto, teniendo una forma cilíndrica. El hecho

de que cruce una corriente de aire por él requiere un revestimiento interior que



65

haga una estructura tipo sándwich entre las cuadernas y el revestimiento

exterior, esto es necesario para que el flujo del aire creado en el interior de este

pueda cruzar y salir por las rejillas con la mayor potencia posible.

1. Toma de aire

2. Ventilador variable

3. Larguero de cola

con aberturas coanda

4. Chorro impulsor

5. Empuje antipar

Figura 2.26: Sistema NOTAR

3.4 Estabilizadores

Los estabilizadores son elementos situados en el puro cola del helicóptero,

diseñados para crear fuerzas aerodinámicas con el propósito de mejorar la

estabilidad de la aeronave según un determinado eje. Existen dos tipos de

estabilizadores, el estabilizador vertical y el horizontal.



66

Figura 2.27: Estabilizadores vertical y horizontal

3.4.2 Estabilizador vertical

El propósito de este estabilizador es proporcionar estabilidad en la guiñada9,

aunque la principal fuente de la estabilidad en la guiñada provenga del rotor

antipar. Este estabilizador es necesario para ayudar al rotor de cola en el vuelo

de avance. En caso de fallo del rotor, puede proporcionar el par de

compensación, por esto su diseño suele incorporar perfiles con una elevada

curvatura que produzcan la fuerza lateral suficiente para compensar el par

creado por el rotor principal.

El estabilizador vertical es la estructura en la que se suele colocar el rotor antipar.

Se coloca en el lado contrario al que se coloca el rotor de cola (colocado según

la dirección antipar necesitada). Su tamaño es un factor importante a tener en

cuenta pues cuanto más grande más afecta a las actuaciones del rotor de cola.

9 La guiñada es el movimiento giratorio producido en el helicóptero en el eje del rotor principal. Provoca un giro de la aeronave alrededor del eje Z.



67

Figura 2.28: Estabilizador vertical en rotor de cola carenado

3.4.3 Estabilizador horizontal

El estabilizador horizontal es una estructura cuyo perfil es similar al de un ala de

avión, que se encuentra en el puro de cola del helicóptero y cuyo propósito es

proporcionar estabilidad longitudinal.

Debido a su gran tamaño por delante del centro de gravedad, el fuselaje

representa una contribución adversa a la estabilidad longitudinal del helicóptero.

El estabilizador horizontal con sección de perfil NACA asimétrico cuando es

atravesado por una corriente de aire provoca una diferencia de presiones entre

su cara superior y su cara inferior (más presión en el perfil superior y menor

presión en el inferior) provocando una fuerza sustentadora hacia abajo y creando



68

un par contrario que anula el cabeceo provocado por el fuselaje. Existen tres

tipos de estabilizadores horizontales:

Estabilizador horizontal delantero

Este estabilizador se encuentra en una posición lo suficientemente

adelantada para que se encuentre inmerso en la estela del rotor principal

hasta elevadas velocidades de vuelo de avance. Con esto se evitan

cambios repentinos en la dinámica longitudinal causados por la variación

de velocidad y repentina interacción con la estela creada por el rotor

principal. Suelen ser estabilizadores de gran tamaño y peso debido a la

posición en la que se encuentran colocados.

Figura 2.29: Estabilizador horizontal delantero

Estabilizador horizontal trasero

Suele estar colocado en la parte trasera del puro de cola, de forma que

se dispone de una mayor distancia para producir el momento longitudinal.

Esta configuración puede presentar problemas con la transición de bajas



69

velocidades de avance ya que la estela del rotor principal puede moverse

sobre el estabilizador y producir un cabeceo.

Figura 2.30: Estabilizador horizontal trasero helicóptero Robinson r22 beta

Estabilizador horizontal en T

Está situado en la parte superior de la aleta vertical trasera, de forma que

el estabilizador se encuentra fuera de la estela del rotor principal para la

mayor parte de las condiciones de vuelo. Por tanto requiere un menor

tamaño que el estabilizador horizontal delantero para proporcionar el

mismo control longitudinal. Sin embargo esta configuración presenta

problemas estructurales debido a la excitación por parte del rotor de cola,

y la aleta vertical por tanto ha de tener unas dimensiones mayores que un



70

estabilizador vertical común y mejor comportamiento estructural para

poder soportar las cargas de este estabilizador.

Figura 2.31: Estabilizador horizontal en T mcdonnell Douglas MD500

4 Cubiertas de motor y soporte de transmisión principal

Es una de las zonas del fuselaje que ha de tener especial atención. La estructura

destinada al soporte de la transmisión principal está sometida a esfuerzos de

vibración producidos por la acción directa del rotor principal y a cargas debidas

al peso de la transmisión. Para reducir estos esfuerzos, la estructura se compone

de vigas de pequeño tamaño unidas entre sí. De esta manera se consigue

aumentar el momento resistente (W) de la estructura y se consigue una mejor



71

distribución de las cargas. Además se consigue una mayor distribución de las

vibraciones disminuyendo el esfuerzo a fatiga de los elementos (ver figura 2.32).

Figura 2.32: Soporte de transmisión

5 Sistemas de amortiguación

Existen sistemas de amortiguación montados en la transmisión que permiten una

reducción de las vibraciones producidas por el rotor principal. Los dos tipos

principales de sistemas de amortiguación son:

Sistemas pasivos de amortiguación.

Sistemas activos de amortiguación.



72

5.1 Sistemas pasivos de amortiguación

Se puede usar un montaje suave-blando entre rotor-reductor-turbina. Es un

sistema de suspensión suave, derivado de los sistemas sencillos de un grado de

libertad de una masa más un muelle. La fuerza transmitida a través del muelle al

soporte se ve reducida a medida que la frecuencia natural del muelle relativa a

la excitación, baja. Como las deflexiones estáticas del sistema suspendido

pueden ser inaceptablemente grandes si el sistema es montado en la base de la

transmisión principal, es necesario aislar la masa tanto como sea posible. En

este caso se monta la caja de transmisión y las turbinas en una plataforma fija al

fuselaje (requiere mucho material y es pesado). No obstante la atenuación de las

fuerzas vibratorias de esta forma es bastante modesta y ciertas cargas son

transmitidas sin reducción alguna.

Por otra parte también están los sistemas de amortiguamiento rotor/transmisión

principal/motores, diseñados para responder a la frecuencia de giro del rotor, de

manera que las fuerzas de inercia y de rigidez generadas por las frecuencias del

rotor sean canceladas por las fuerzas producidas por el sistema de

amortiguamiento. Uno de estos sistemas es el sistema DAVI (Dynamic Anti-

Resonant Vibration Isolator), originalmente desarrollado para los asientos de

tripulación que se ha aplicado con éxito al montaje de la transmisión principal.

En este sistema se introduce entre la masa de la transmisión, el motor y la masa

del fuselaje un brazo rígido que lleva una pequeña masa centrífuga (Bobweight).

Se puede proporcionar una gran atenuación en un estrecho margen de

frecuencias. Para ello, se deben utilizar valores rigidez que eviten el problema

de la excesiva deformación elástica.



73

Figura 2.33: Sistema DAVI

5.2 Sistemas de amortiguamiento activo

Existen sistemas activos de reducción de vibraciones como el sistema

Nodamatic. Un sistema en el cual se intercala una viga entre la transmisión y el

fuselaje y se configura el conjunto suspendido de los puntos nodales del sistema

de la viga, cuando está vibrando en respuesta a las cargas y momentos formados

por el rotor. Estos sistemas requieren de un gran tamaño y una mayor

complejidad que los pasivos, aumentando el peso del helicóptero a diseñar.



74

Figura 2.34: Sistema Nodamatic de reducción de vibraciones.

2.3 Composites y Materiales ligeros

La elección de los materiales empleados en la fabricación del helicóptero

es una fase crítica del proceso de diseño. Se buscan materiales con

caracterisiticas específicas; de gran rigidez para soportar los esfuerzos y cargas

del helicóptero y capaces tanto reducir al máximo las vibraciones generadas por

el rotor principal como de conseguir un peso reducido, dado que esto requerirá

una potencia menor en el rotor.

Los primeros materiales empleados en la construcción de la estructura y

fuselaje en la aviación fueron la madera y la tela, proporcionando una resistencia

adecuada con un peso reducido. Al estar la madera constituida por capas

longitudinales, posee una alta resistencia a cargas o esfuerzos colineales a la

dirección de las capas. Según el tipo de madera empleada está puede llegar a

tener una mayor resistencia a la tracción que algunas aleaciones de aluminio.

Debido a la alteración de sus propiedades mecánicas con la humedad y la



75

degradación debida al paso del tiempo y acción de los agentes climatológicos,

las aleaciones metálicas sustituyeron paulatinamente a los componentes de

madera en las aeronaves.

El acero siguió a la madera, con una gran resistencia en todas las direcciones

del espacio. Aunque su alta densidad y problemas con la corrosión hace que su

uso sea limitado.

Las aleaciones de aluminio son los materiales más utilizados en la construcción

de aeronaves. Por su gran resistencia mecánica y baja densidad son capaces

de soportar grandes cargas con un peso reducido. Además poseen una gran

resistencia ante la corrosión y su fabricación es sencilla. Las aleaciones más

utilizadas son las de la series dos mil y siete mil. La serie 2XXX son aleaciones

Al-Cu empleadas en las zonas del aparato que trabajan a tracción, mientras que

las series 7XXX aleaciones Al-Zn poseen una gran resistencia estática, sin

embargo la aparición de grietas debido a los esfuerzos internos originados por

los tratamientos térmicos de esta aleación, provocan que sea utilizada a

esfuerzos de compresión y no a tracción. A pesar de sus grandes cualidades

mecánicas, las aleaciones de aluminio sufren grandes cambios en sus

propiedades con el tiempo y tienen un uso muy limitado con respecto a la

temperatura, pues también altera sus propiedades.

El titanio es otro de los metales utilizado en las estructuras y fuselajes de

aeronaves. Por su gran comportamiento ante la corrosión su gran resistencia

mecánica y su habilidad para soportar altas temperaturas sin alterar sus

propiedades. No obstante es un material que se degrada en ambientes salinos y

su coste es muy alto.

La llegada de nuevas tecnologías de fabricación propició la aparición de los

materiales compuestos. Materiales capaces de ser fabricados con propiedades

específicas según los esfuerzos a los que iban a ser sometidos.



76

2.3.1 Materiales compuestos

Un material compuesto o composite es un material creado por dos o más

materiales de distinta naturaleza con el objeto de obtener las propiedades

buscadas para una aplicación concreta. Normalmente los composites con altas

características mecánicas están compuestos por fibras de un cierto tipo de

material dentro de una matriz polimérica. La función de las fibras es dar las altas

propiedades mecánicas, mientras que la matriz polimérica une estas fibras y las

aísla del ambiente exterior para protegerlas, además de transmitir las cargas

mecánicas exteriores de una fibra a otra. Las fibras elaboradas suelen tener un

diámetro de muy pocos micrómetros (10µ), y se colocan las unas a las otras

creando así unas tiras más anchas que posteriormente se entrelazan creando

un tejido. Los tres tipos más comunes de fibras son, la fibra de vidrio, fibra de

carbono y las fibras de kevlar.

La fibra de vidrio se utiliza por ejemplo en carenados, pues un material con

una alta resistencia a la flexión, de alta dureza y resistente a impactos, también

es capaz de soportar altas temperaturas. A pesar de eso es un material frágil

incapaz de soportar grandes cargas. Su resistencia a tracción varía entre 3.4-3.5

GPa y su módulo elástico 72-75 GPa.

Figura 2.35: Fibra de vidrio



77

El kevlar es un material compuesto por fibras de aramida, un material con

una rigidez mayor que la fibra de vidrio su resistencia mecánica varía entre 70-

124 GPa, según la resina utilizada para fabricarlo. Este tipo de composite es

capaz de soportar grandes esfuerzos a impacto. No obstante, tiene una baja

resistencia ante la corrosión y no es capaz de trabajar bien a cargas de

compresión.

Figura 2.36: fibras de kevlar

La fibra de carbono es un material utilizado tanto para carenados como para

piezas de soporte como para elementos estructurales de la aeronave. Su alta

resistencia mecánica (3.5-5.6 GPa) y su módulo de Young (230-290 GPa) junto

con la posibilidad de ser fabricada con una configuración determinada, es idónea

para soportar cualquier tipo de carga. Es un material que posee una alta

capacidad de absorción de vibraciones, una gran flexibilidad y la capacidad de

soportar altas temperaturas. Sin embargo su principal inconveniente es su alta

sensibilidad a grietas, en cuanto las fibras de las láminas interiores del material

se rompen, estas se propagan rápidamente. Al hacerlo, el material rompe sin

aviso previo. También cabe destacar que el aluminio se corroe al entrar en

contacto con la fibra de carbono; por lo que es imprescindible una capa de

material aislante.



78

Figura 2.37: Fibra de carbono

El proceso de fabricación usado para crear estructuras de materiales

compuestos, se basa en la laminación sucesiva de capas de estos tejidos en la

forma deseada y unidos por una matriz polimérica (resina epoxi por ejemplo).

Según la orientación en la que van colocadas las distintas láminas (forma

simétrica o antisimétrica) se pueden conseguir unas determinadas

características u otras.

Figura 2.38: Laminación de fibras.

Otro tipo de conformación de estos materiales compuestos es la estructura tipo

“sándwich”, que consiste en cubrir un material ligero por láminas de fibras de otro



79

material. El propósito de esta conformación es darle más flexibilidad y al

compuesto sin que pierda su rigidez. Normalmente el material a cubrir (núcleo)

suele estar compuesto de un material en forma de panal de abeja.

Figura 2.39: Estructura sándwich

2.3.2 Métodos de fabricación

Existen diversos métodos de fabricación en cuanto se refiere a materiales

compuestos. Según el tipo de necesidad los métodos de fabricación varían pues

muchos de ellos están enfocados a obtener determinadas características de

estos materiales. Además al ser unos materiales modernos, con la llegada de

nuevas tecnologías, se obtienen distintas formas de producción y nuevas

disposiciones con las que se aprovechan otro tipo de características.

A la hora de hablar del fuselaje de helicópteros, hay que tener en cuenta su gran

superficie y tamaño. Es por eso que se han de fabricar muchas de las piezas

sobre un molde, para poder así darle la forma adecuada. Según la clase de pieza

que necesitemos la conformación de estos materiales será de una manera u otra.

1. Hand-layup

Este proceso de fabricación consiste en superponer láminas de tejido seco

fibroso manualmente encima de un molde. Cada vez que se añade una nueva



80

lámina encima de la anterior, esta se cubre con resina y se comprime utilizando

rodillos normalmente metálicos. Existe una variante en la cual se moja el tejido

fibroso en la resina y una vez colocadas todas las láminas se compacta.

Una vez apiladas todas las láminas, se pasa al proceso de curado del material.

El curado se puede hacer a temperatura ambiente, pero para acelerar esto se

procede a calentar y comprimir el material en un ambiente de vacío. El proceso

de vacío consolida la unión entre láminas del material y reduce las bolsas de aire

que podría haber entre estas debido a un mal cubrimiento de la resina.

Figura 2.40: hand lay up

4. Proceso por infusión de resina

RTM o proceso de modelado por infusión de resina. Empieza utilizando un molde

de dos piezas (normalmente metálico) el cual se recubre por numerosas láminas

del tejido de fibra deseado. Una vez añadidas las láminas y colocadas

perfectamente, se cierra dicho molde comprimiéndolas. Una vez acabado esto

la resina es inyectada a través de unos canales situados en determinadas

posiciones del molde, para que así, una vez llegue la resina a la pieza de fibra

se esparza homogéneamente.



81

Para el proceso de RTM las resinas han de tener una viscosidad muy baja para

que puedan llegar desde el molde a la pieza y que las partes de mayor sección

de la pieza se impregnen bien. La resina utilizada puede ser también calentada

según la necesidad del material a fabricar.

Generalmente las resinas y el proceso de secado utilizado en el RTM son más

baratos que los utilizados en hand-layup y se pueden mantener a temperatura

ambiente. El proceso puede conformar superficies gruesas con una tolerancia

aceptable y es capaz de hacer partes complejas con una buena precisión. Todo

ello reduciendo cuantiosamente el tiempo en comparación con el proceso de

hand-layup.

Figura 2.41: Proceso RTM



82

1. Parte superior del molde.

2. Parte inferior del molde.

3. Sujeción del molde (crea presión en la pieza).

4. Mezcla de resina y catalizador.

5. Láminas de fibra.

6. Resina inyectada en el molde.

7. Tanque con resina.

8. Tanque con catalizador.

1. Procesos de fabricación de gran volumen

2.3.2.1 Filament winding

En este proceso un eje largo y cilíndrico llamado mandrel se suspende

horizontalmente entre dos soportes. Estos dos soportes provocan que el mandrel

gire a una velocidad determinada. Mientras este está girando otra máquina que

lleva pequeños hilos de un tejido fibroso (ya bañados en resina) los adhiere a

esta y los va ordenando según la orientación deseada mediante un movimiento

rectilíneo. De esta manera las fibras se van enrollando en el cilindro y van

obteniendo la forma de este. Una vez acabado el cilindro, este se lleva a un

proceso de curado en un horno provocando así que la resina se seque dejando

las fibras completamente adheridas entre sí, y despegándolas del mandrel

pudiendo posteriormente sacar el producto final.

Es un proceso que según la orientación de las fibras, es capaz de dotar al

producto final de una elevada rigidez y flexibilidad. Un buen ejemplo de un uso

común de este proceso, es en la producción de palos de golf.



83

Figura 2.42: Filament winding

3.2 Pultrusión

En este proceso se parte del material de refuerzo base en unas bobinas. El

material (fibra) después pasa por otra serie de bobinas que más tarde lo pasan

por un baño caliente de resina mezclada con catalizador. Por último atraviesa un

molde que le va dando la forma deseada. Una vez acabado el molde el tejido

fibroso pasa a hacer la última cura donde obtiene las propiedades necesitadas.

Es un proceso continuo, prácticamente automático y que genera piezas de

grandes dimensiones. Desde que el hilo de fibra sale de las bobinas y pasa por

el baño, la máquina es la encargada de hacer el modelado.

Existe una variante de este proceso que permite generar piezas cilíndricas y no

solo piezas planas. Esta variante provoca un movimiento del molde que permite

girarlo y así poder producir piezas en 3D.



84

Figura 2.43: Proceso de pultrusión

3.3 Tube rolling

Es un proceso utilizado para crear estructuras cilíndricas de una longitud de unos

6,5m y de un diámetro de 152mm de manera muy eficiente.

En este proceso se cortan trozos de tejido de material fibroso en láminas con

una determinada dirección del material, para poder así obtener la arquitectura

correcta en las láminas y por tanto conseguir las características deseadas para

el producto final. Una vez cortadas las láminas, estas se colocan manualmente,

una a una en una superficie plana, completamente estiradas. Después de esto

una mandrel se coloca encima y se envuelve en las láminas de tejido fibroso

girando y aplicando una gran presión en ellas. Finalmente el tubo de fibra se

extrae y pasa a su proceso de curado.

Es un proceso en el cual se pueden obtener cilindros de alta flexibilidad (cañas

de pesca de fibra de carbono por ejemplo), donde las primeras capas de fibra

de carbono se orientan 0º para darle al tubo cilíndrico una propiedad de flexión.



85

Figura 2.44: Proceso de Tube rolling



86

3. DISEÑO DE LA ESTRUCTURA INTERNA

3.1 Enunciado

El objeto de este apartado consiste en el diseño de la estructura interna de un

helicóptero ligero: cabina, sección intermedia, patines y puro de cola. Para ello

se ha tenido en cuenta las siguientes premisas:

La capacidad máxima del helicóptero ha sido planteado para 3 personas,

incluidos pasajeros y tripulación.

Para el diseño de la estructura nos hemos basamos en los supuestos de

ligereza, sencillez y robustez.

El peso máximo objetivo de la estructura interna, fuselaje, puro de cola y

patines ha de ser 100Kg

El peso máximo del aparato no ha de exceder los 500Kg.

El paquete de potencia, incluido motor y baterías ha de pesar 150Kg,

debiendo ser colocado en la parte superior del aparato.

Los asientos del piloto y ocupantes han de pesar 90Kg en total.

El diseño del helicóptero ha sido planteado para unos ocupantes con una

altura media de metro noventa y peso cien kilogramos.

Para estos estudios se ha supuesto un paquete de transmisión de rotor

cola de 20-25 Kg.



87

3.2 Planteamiento inicial

Este proyecto ha tomado como referencia las dimensiones estructurales y diseño

de los helicópteros ligeros Mcdonnell Douglas MD500 y Robninson R-22. La

elección de dichos helicópteros ha sido tomada en base a su reducido tamaño,

la estructura aerodinámica del MD500 y por ser helicópteros de una capacidad

de ocupación reducida.

Figura 3.1: Helicóptero Mcdonnell Douglas MD-500



88

Figura 3.2: Helicóptero Robinson R22

Partimos de un supuesto inicial en el que tomamos como referencia una

estructura interna diseñada con el fin de que tanto los pasajeros como el piloto

estuvieran sentados, dando una altura resultante de 160 centímetros desde la

base de la cabina hasta la parte superior de la misma.

Con el fin de mejorar la movilidad de los pasajeros, con respecto al planteamiento

previo, se rediseñaron las dimensiones de la cabina, acorde a unos parámetros

que permitiesen a los ocupantes una posición semi-erguida. Esta situación

supuso un cambio en la altura de la cabina, teniendo que añadir 20 centímetros

de altura.

Se propuso una inclinación de las cuadernas de 15 grados con respecto a la

vertical. La razón de esta propuesta fue debido a una optimización del espacio

dentro de la cabina y zona de pasajeros. Esta mejora implicó un aumento del

espacio de ambas zonas, debido a la adaptación del ángulo de inclinación de las

cuadernas acorde con la inclinación de los bancos, de forma que estos quedaban

anclados a las cuadernas, sin desperdiciar espacio.



89

A la hora de diseñar la estructura interna del aparato se utilizaron barras de perfil

circular hueco de diámetro exterior e interior de 30 x 20mm. Esta elección fue

debida al gran momento de inercia de un perfil circular, que permite un mayor

esfuerzo de flexión y torsión sin que el elemento estructural colapse, pudiendo

optimizar el espesor de los tubos y reducir el peso de la estructura del

helicóptero.

El planteamiento inicial del puro de cola partió de cuatro elementos estructurales

longitudinales de perfil tubular, colados de forma cónica truncada de base 300

mm de diámetro y extremo 159mm, reforzada con cuatro aros tubulares

transversales haciendo función de cuaderna, dando forma y soportando los

esfuerzos del puro de cola. La longitud, propuesta inicialmente, del puro de cola

fue de 3 metros y la sección de los perfiles tubulares fue de diámetro exterior e

interior de 30 x 20mm.

Se plantearon dos estructuras de patines inicialmente. Una en la cual los patines,

formados por largueros tubulares quedaban sujetos a las cuadernas y otra en la

que los patines se componían de largueros tubulares unidos al fuselaje mediante

travesaños cruzados.



90

Figura 3.3: Patines anclados a la estructura interna del R22



91

Figura 3.4: Patines “skids” anclados al fuselaje

3.2 Estudio de la ergonomía del helicóptero

Para el planteamiento de este proyecto se han diseñado dos estructuras

diferentes:

Estructura 1: Para la distribución de piloto y pasajeros de forma triangular,

colocándose el piloto en la parte delantera y los pasajeros en la parte

trasera de la aeronave.

Estructura 2: La segunda estructura planteada es de una disposición

lineal. Dicha distribución contará con un solo banco; la posición del piloto

será la central, situando a los pasajeros en los extremos del banco.

El estudio ergonómico de este helicóptero ha sido planteado partiendo de las

medidas ya mencionadas en el epígrafe tres del punto tres punto uno. Se ha

tenido en cuenta que los pasajeros y el piloto cuentan con una anchura promedio



92

de cincuenta centímetros, por lo tanto el diseño del ancho de ambas estructuras

mencionadas previamente fue de ciento cincuenta y cinco centímetros y ciento

veinte centímetros para los modelos lineal y triangular respectivamente.

La inclinación de 15 grados mencionada en el apartado tres punto uno tuvo en

cuenta la comodidad y confort de los pasajeros tanto como del piloto, ya que esta

reclinación es la óptima para posturas de trabajo y pilotaje.

3.4 Diseño

La distribución de peso del helicóptero influye en la estabilidad longitudinal del

aparato, pues según la posición en la que se encuentre el centro de gravedad,

puede representar una contribución adversa en el vuelo, creando un momento

de cabeceo en la aeronave. Por ello, es importante el correcto diseño de la

distribución de cargas de la estructura, pues para reducir este momento, las

vibraciones generadas por el rotor y obtener una mejor sustentación y manejo

del helicóptero, el centro de gravedad ha de estar situado siempre en el eje del

rotor. Esta distribución trajo consigo un replanteamiento de los siguientes

factores:

Los patines

El puro de cola

A consecuencia de una correcta distribución del centro de gravedad y a una

reducción de peso de la estructura interna del aparato, se descartó la premisa

de los patines anclados al fuselaje y se escogió como diseño los largueros

tubulares anclados directamente a los extremos de las cuadernas del

helicóptero.



93

Teniendo en cuenta la distribución de los pasajeros y piloto y el peso del paquete

de transmisión del puro de cola, se optó por cambiar las dimensiones de los

tubos del puro de cola así como su longitud. Las nuevas medidas del perfil de

los largueros transversales y las cuadernas del puro de cola han sido de 20x10

mm.

Los cuatro casos estudiados han sido:

- Distribución triangular de pasajeros y piloto y un peso de paquete de

transmisión y rotor de cola de 20Kg, con un resultado de una longitud de

rotor de cola de 3,5 metros (en adelante denominada estructura 1.1).

Figura 3.5: Centro de gravedad paquete rotor 20Kg y distribución pasajeros

triangular.

- Distribución triangular de pasajeros y piloto y un peso de paquete de


rotor de cola de 3,5 metros (en adelante denominada estructura 1.2).



94


triangular.

- Distribución lineal de pasajeros y piloto y un peso de paquete de


rotor de cola de 3 metros (en adelante denominada estructura 2.1).


lineal.



95

- Distribución lineal de pasajeros y piloto y un peso de paquete de


rotor de cola de 3 metros (en adelante denominada estructura 2.2).


lineal.

3.5 Materiales

La elección de los materiales ha sido en base a sus características mecánicas y

físicas. Estas características han sido:

- Densidad reducida.

- Módulo elástico y límite a la tracción elevado, soportando mayores

esfuerzos de tracción, flexión y torsión y por tanto pudiendo reducir las

secciones de los perfiles tubulares de la estructura y reducir su peso.



96

Con ello se escogieron dos aleaciones metálicas y un material compuesto para

construir la estructura interna:

- Aluminio 7075; una aleación de aluminio compuesta de 6% de zinc, 2.9%

de magnesio, 2% de cobre y con una densidad de 2800 Kg/m^3, un

módulo elástico de 72GPa y una tensión límite de 570MPa. Esta aleación

posee una densidad reducida y un alto límite elástico.

- Ti6Al4V, es una aleación de titanio que posee un 6% en aluminio y un 4%

vanadio usada en la industria aeronáutica. A pesar de poseer una

densidad de 4430Kg/m^3, mucho mayor que la de la aleación de aluminio,

su módulo elástico de 113,8GPa y su límite a la tracción de 880MPa, son

mayores.

- Por último se escogió una fibra de carbono con fibra 24K cuyo modulo

elástico es de 126GPa y que posee una densidad superficial de 200g/m^2

y un resistencia a la tracción de 2300MPa, siendo un material más ligero

que las dos aleaciones anteriores y de mayor resistencia.



97



98

4. DISEÑO Y CÁLCULO DEL FUSELAJE

4.1 Planteamiento inicial

Las pautas seguidas a la hora de diseñar y calcular el fuselaje de la aeronave

para las distintas estructuras internas con sus distribuciones de pasajeros y piloto

descritas en el punto 3 de la memoria fueron las siguientes:

- Rigidez y ligereza.

- Una geometría sencilla y aerodinámica, con el objetivo de reducir el

coeficiente aerodinámico.

- Velocidad máxima de vuelo 40 nudos (20,58 m/s).

- Altura máxima de servicio de 3500m

Con el fin de reducir el peso del fuselaje se escogió un material compuesto de

fibra de vidrio para su construcción, debido a un elevado límite elástico, una alta

resistencia a la tracción y elevada resistencia a impacto. La fibra de vidrio

escogida para la construcción fue un tejido de fibra S2-68. Esta fibra de vidrio es

utilizada en el sector aerodinámico, poseyendo una densidad superficial de 300

/ , un módulo elástico 72GPa, una tracción límite de 4890MPa, con una

matriz polimérica de epoxi que abarca el 50% del volumen del tejido fibroso.

Al comienzo del diseño geométrico del fuselaje se tomaron como referencia los

helicópteros R22 y MD500, además de distintas geometrías de cuerpos romos y

sus coeficientes aerodinámicos asociados (Figura 4.1), intentando crear una



99

geometría lo más aerodinámica posible siguiendo las premisas descritas

anteriormente.

Figura 4.1: Cuerpos romos y sus coeficientes aerodinámicos.

4.2 Diseños y cálculo

El primer diseño del fuselaje para ambas estructuras estuvo formado por 5

componentes. Cada uno de ellos de 5mm de espesor y anclados a 4 puntos de

la estructura interna:

- La parte del suelo del aparato, formado por una superficie plana de 5mm

de espesor está anclada en la base de las cuatro cuadernas, dejando una

parte interior del helicóptero completamente plana. La zona seguía las

circunferencias y elipses que formaban la estructura interna del suelo del

aparato, con cuatro agujeros colocados para la distribución de los patines.



100

- La sección inferior de la cabina se diseñó siguiendo las elipses creadas

por cada estructura interna propuesta. En el caso de tener una distribución

de pasajeros y piloto triangular, poseía unas dimensiones de 200mm de

alto, de 850x1230mm en la parte superior y siguiendo una sección de

circunferencia de radio 240mm en su extremo posterior. Si la estructura

interna tomaba una distribución de pasajeros lineal sus dimensiones

variaban 200mm de alto, de 750x1580mm en la parte superior y siguiendo

una sección de circunferencia de radio 260mm en su extremo posterior.

- La cúpula de la cabina poseía unas dimensiones de 900x1230x1600mm

en el caso de tomar una estructura tipo 1, siguiendo una circunferencia de

radio 1600mm desde el extremo inferior delantero hasta el extremo

superior de la cúpula. No obstante, sus dimensiones a la hora de poseer

una estructura tipo 2 fueron de: 750x1580x1600mm siguiendo una

circunferencia de radio 1240mm. Ambas cúpulas han sido ancladas por

sus extremos inferiores delanteros y traseros y por su extremo superior.

- Los laterales y techo de la aeronave están constituidos de una estructura

monocasco cuyos laterales eran planos, delimitados por la primera y

última cuaderna de las estructuras planteadas. El techo seguía las elipses

que formaban las estructuras y la parte trasera quedaba cerrada por una

superficie plana delimitada por la base del puro de cola.

- Finalmente el puro de cola estaba formado por un saliente de 150mm y

de misma geometría que el techo del helicóptero y una estructura

monocasco cónica truncada de mismas dimensiones que el puro de cola.



101

Figura 4.2: Fuselaje inicial para estructura tipo 1.

Figura 4.3: Fuselaje inicial parte trasera.

Una vez ensamblado el fuselaje se continuó haciendo un primer análisis

aerodinámico de este utilizando la plataforma de simulación de fluidos del

programa Solidworks. Una vez en el programa se introdujeron los siguientes

parámetros de diseño:



102

El análisis es de flujo exterior.

La dirección del viento sería en la dirección X a 20.58 m/s (40nudos)

incidiendo de forma directa contra la cabina del aparato.

La fibra de vidrio requiere un pulido de todo el fuselaje dejando una

rugosidad superficial media de 0,3 micrómetros (rugosidad media de

superficies pulidas).

El fluido a estudiar es de régimen turbulento.

La temperatura ambiente es de 293K.

Presión atmosférica es de 1.013bar.

El programa ofrece 7 niveles de refinamiento automático de mallado. Se

escogió el 7 para todos los análisis porque daba un mejor análisis de los

resultados.

Solidworks genera automáticamente el volumen de control asociado al

objeto a estudiar.

Como objetivos de diseño se calculó la fuerza ejercida por el viento en el

helicóptero para después calcular el coeficiente aerodinámico del mismo.

Resultados:

Valor objetivo Unidades. Valor Valor MedioValor

Mínimo Valor

Máximo

Fuerza Golbal [N] 249,02251 249,51957 247,44156 251,59758

Tabla 4.1: Fuerzas aerodinámicas sobre el helicóptero.



103

La fuerza ejercida por el viento sobre el fuselaje era de 249,0225126 N. Con este

valor, teniendo en cuenta que la estructura ensayada fue de tipo 1 (descrita en

el apartado anterior) y que el helicóptero está diseñado para el uso recreativo y

por tanto una altura de vuelo habitual de 500m, se obtuvieron los datos para

poder calcular el coeficiente aerodinámico del aparato con la siguiente ecuación:

0.5 4.1

Donde A equivale a la superficie frontal del aparato, la densidad del viento a

500m de altitud, la velocidad relativa entre el viento y el helicóptero y F la

fuerza global determinada por la simulación.

Resultado:

Fuerza Global ( ) 249,02251

Área frontal ( 2,6

Densidad superficial ( / ) 1,18

velocidad relativa ( / ) 20,58

coeficiente aerodinámico 0,3832856

Tabla 4.2: Cálculo del coeficiente aerodinámico.

Una vez obtenidos los resultados se observó que el coeficiente aerodinámico era

elevado y se comprobaron las líneas del perfil del fluido alrededor del cuerpo.



104

Figura 4.4: Perfil de velocidad de las líneas del fluido.

Figura 4.5: perfil de velocidad de las líneas del fluido.

Como era de esperar el flujo de aire incidía directamente con la estructura del

fuselaje reduciendo drásticamente la velocidad de este. El perfil de velocidad del

fluido aumentaba acelerando drásticamente en el momento en el que la

transición entre las secciones frontales del helicóptero era más liviana (suave)?.

En cuanto el fluido superaba la cabina, al encontrarse con una sección constante

durante 900mm sufría una deceleración. Finalmente al encontrarse con un

cambio de sección tan brusco desde la parte trasera del fuselaje al puro de cola,



105

se puede observar un desprendimiento en la capa límite del fluido ocasionando

un torbellino de turbulencias (figura 4.4) en este mismo punto.

Con el objetivo de reducir el torbellino ocasionado por el flujo turbulento del aire

debido al cambio de sección brusco del helicóptero, reducir el coeficiente

aerodinámico de este y buscar una estructura más aerodinámica, se añadió una

nueva pieza al fuselaje que ofrecía un cambio de sección suave. Esta nueva

sección semejaba la geometría del fuselaje a la expuesta en la esquina izquierda

de la figura 4.2 y quedando una forma más aerodinámica. Esta nueva zona

estaba comprendida entre la última cuaderna del helicóptero y 750mm desde la

primera cuaderna del puro de cola, con un espesor de 5mm y anclado en los

extremos inferiores de la última y el propio puro de cola. Esta sección parte

desde la última cuaderna y se prolongaba 750mm sobre la estructura del puro

de cola.



106

Figura 4.6: Transición estructura tipo 1.



107

Figura 4.7: Vista trasera transición estructura tipo 1.



108

Figura 4.8: Fuselaje completo Estructura tipo 1.

Figura 4.9: Fuselaje completo estructura tipo 2.

Una vez añadido este nuevo fragmento al fuselaje, se realizaron los mismos

análisis de fluidos, a los fuselajes asociados a las distintas estructuras internas

según la orientación de la distribución de pasajeros y tripulación, a fin de

encontrar la estructura más aerodinámica y descartar la estructura que poseyese



109

un coeficiente aerodinámico mayor. Se introdujeron los mismos parámetros que

en el ensayo anterior:

El análisis es de flujo exterior.

El flujo de viento poseía una dirección cardinal en X a 20.58 m/s

(40nudos) incidiendo de forma directa contra la cabina del aparato.

Al estar constituido el fuselaje por fibra de vidrio requiere un pulido de

todo el fuselaje dejando una rugosidad superficial media de 0,3

micrómetros (rugosidad media de superficies pulidas).

El fluido a estudiar es turbulento.

La temperatura ambiente es de 293K.

Presión atmosférica es de 1.013bar.

El programa ofrece 7 niveles de refinamiento automático de mallado. Se

escogió el 7 para todos los análisis porque daba un mejor análisis de los

resultados.

Solidworks genera automáticamente el volumen de control asociado al

objeto a estudiar.

Se obtuvieron los siguientes resultados:

Estructura 2 asociada a la distribución de pasajeros y piloto lineal (figura

4.9) posee una área perpendicular al flujo de aire mayor y una longitud

menor que la estructura 1. Con ello los cambios de secciones a los que

se somete el fluido son más bastos, en base a ello se partió de la hipótesis



110

que el coeficiente aerodinámico que debía tener la estructura tenía que

ser mayor que el asociado a la estructura 1 y menor al resultado anterior

con esta nueva mejora.

Resultados:

Figura 4.10: Corte de distribución de presiones del fluido



111

Figura 4.11: Corte en detalle de la distribución de presiones en la cabina.

Figura 4.12: Leyenda de presiones



112

Figura 4.13: Perfil de velocidad de líneas del fluido.

Figura 4.14: Leyenda de Velocidades.

Valor objetivo Unidades Valor Valor MedioValor Mínimo

Valor Máximo

Fuerza Golbal 1 [N] 241,4926175 233,9585336 200,761923 267,1551441

Tabla 4.3: Fuerzas aerodinámicas sobre el helicóptero en el segundo análisis.



113

Aplicando la ecuación 4.1 y teniendo en cuenta los resultados hallados, el área

frontal del aparato y la densidad del aire a 500m de altitud se calculó el

coeficiente aerodinámico del helicóptero.


Area frontal ( 3.106344



Coeficiente Aerodinámico 0,311


Conclusiones:

Analizando las figuras que muestran la distribución de presiones del fluido a lo

largo del volumen de control, se puede observar cómo la presión aumenta

drásticamente en el momento en el que el aire incide directamente en la cabina;

algo esperado debido a que el aire pasa de circular libremente a tomar contacto

con un objeto. Observando la parte inferior de la aeronave se puede apreciar una

disminución de la presión, debido a un desprendimiento de la capa límite del

fluido, en consecuencia de un cambio brusco en la geometría del fuselaje al

circular el aire por la parte inferior del morro hasta la parte inferior de la cabina.

Aún con la zona de transición añadida al fuselaje, se pueden contemplar unas

turbulencias elevadas en la parte posterior del helicóptero ocasionadas por el

cambio de sección brusco de la cabina del helicóptero al puro de cola. El perfil

de velocidad de las líneas del fluido muestra una aceleración del aire en la

transición de la cabina a la parte lateral del helicóptero, tal y como se dio en la

anterior simulación y al ser ésta de una longitud limitada, no permite que el fluido



114

reduzca su velocidad consiguiendo un régimen estacionario, con ello al llegar a

la zona de transición el fluido se desprende de la capa límite decelerando

drásticamente de una velocidad de 22-19m/s a una de -9m/s ocasionando los

torbellinos.

No obstante, a pesar de estas elevadas turbulencias, el coeficiente aerodinámico

de este fuselaje fue de 0.311, reduciéndose sustancialmente y concluyendo que

esta nueva geometría del fuselaje era más aerodinámica.

Estructura 1 asociada a la distribución de pasajeros y piloto triangular

(figura 4.8) poseía una área perpendicular al flujo de aire menor y una

longitud mayor que la estructura 2, simulada con anterioridad. Con ello,

los cambios de secciones a los que se somete el fluido son más livianos,

en base a ello se partió de la hipótesis que el coeficiente aerodinámico

que debía tener la estructura debía ser menor que las anteriores

simulaciones.

Resultados:



115

Figura 4.15: Corte de distribución de presiones del fluido.

Figura 4.16: Perfil de presiones del fluido



116

Figura 4.17: Leyenda de presiones.

Figura 4.18: perfil de velocidad del fluido



117

Figura 4.19: Detalle del perfil de velocidades del fluido en la sección posterior.

Figura 4.20: Leyenda de Velocidades.

Nombre Unidades Valor

Valor medio

Valor Mínimo

Valor máximo

Fuerza Global [N] 147,5645 148,78183 147,3621 150,20154

Tabla 4.5: Fuerzas sobre el helicóptero del tercer estudio aerodinámico.



118

Aplicando la ecuación 4.1 y teniendo en cuenta los resultados hallados, el área

frontal del aparato y la densidad del aire a 500m de altitud se calculó el

coeficiente aerodinámico del helicóptero para este diseño de fuselaje.


Area frontal ( 2.6



Coeficiente Aerodinámico 0,227346


Conclusiones:

Analizando las figuras que muestran la distribución de presiones del fluido a lo

largo del volumen de control, se puede observar cómo al igual que en los análisis

anteriores, la presión aumenta drásticamente en el momento en el que el aire

incide directamente en la cabina; algo esperado debido a que el aire pasa de

circular libremente a tomar contacto con un objeto. Observando la parte inferior

de la aeronave se puede apreciar una disminución de la presión, debido a un

desprendimiento de la capa límite del fluido en consecuencia de un cambio

brusco en la geometría del fuselaje al circular el aire por la parte inferior del morro

hasta la parte inferior de la cabina. Sin embargo, si se observa el detalle de este

desprendimiento se contempla que es menor que el ocasionado en el fuselaje

de la estructura 2 analizada con anterioridad. Esta reducción de desprendimiento

de capa límite y bajada de presión viene dado por un cambio de geometría más

liviano que en la estructura anterior.



119

Utilizando este tipo de estructura y la zona de transición añadida, se puede

apreciar un gran cambio en las turbulencias de la zona posterior de la aeronave,

ya que si se contemplan las figuras 4.13 y 4.18 se ve, tanto una disminución de

remolinos del viento como una disminución en el cambio de dirección del viento

y su velocidad. Examinando el perfil de velocidad de las líneas del fluido, este

muestra una aceleración del aire en la transición de la cabina a la parte lateral

del helicóptero, tal y como se dio en la anterior simulación, no obstante al ser

esta de una longitud de 610mm mayor que la anterior, permite que el fluido

reduzca su velocidad de 26m/s a unos 15-19m/s, con ello al llegar a la zona de

transición el fluido obtiene un desprendimiento de la capa límite menos brusco

que en anterior análisis y decelerando el fluido de 15m/s a 3m/s reduciendo los

torbellinos.

Observando las tablas de cálculos y datos de este análisis de fluidos, se vio una

clara mejora en el coeficiente aerodinámico del aparato, disminuyéndose de

0.311 a 0.23 y concluyendo que esta geometría y estructuras eran las idóneas

para el aparato y por tanto con la que se iba a continuar el resto de estudios.

4.3 Optimización del Fuselaje

Una vez escogida la geometría y estructura final del helicóptero se continuó

realizando la optimización del fuselaje. Para ello se obtuvieron las fuerzas

sufridas por el fuselaje en cada una de las secciones del mismo mediante un

nuevo análisis de fluidos. Las secciones del fuselaje serían posteriormente

analizadas por un análisis estático con el objetivo de reducir el peso al máximo

y siguiendo las siguientes premisas:



120

Criterio de esfuerzos según Von Mises

Margen de seguridad 25%

Cada superficie deberá estar anclada por 4 puntos tratados como

empotramientos que posteriormente serán transferidos al Fuselaje.

Para la optimización del fuselaje se utilizó la plataforma de análisis estático del

programa Solidworks. Una vez importadas las estructuras al programa se

estudiaron una a una, partiendo de un espesor de 5mm e introduciendo los

siguientes parámetros:

- Material

- Fuerzas sufridas por la superficie

- Mallado automático. El mallado utilizado por el programa a la hora de

estudiar las superficies, está basado en curvatura con una anchura de

celdas de máximo 38mm y mínimo 21mm.

- Puntos de anclaje por sección de fuselaje.

Las fuerzas halladas en el análisis de fluidos fueron:



121

Fuerza normal Cúpula [N] 38,03591188 37,98675425 37,93641962 38,04355574Fuerza (X) en Cúpula [N] 8,418308798 8,507426016 8,389690522 8,599914436Fuerza (Y) en Cúpula [N] -0,03680800 0,211747961 -0,06801868 0,481515227Fuerza (Z) en Cúpula [N] 37,09260458 37,0205845 36,95065878 37,10689952Fuerza normal Morro inferior [N] 7,903758181 7,894775061 7,876695422 7,910351723Fuerza (X) en Morro inferior [N] -5,26205332 -5,24782771 -5,26443936 -5,22362938Fuerza (Y) en Morro inferior [N] 0,133558787 0,152016615 0,130762259 0,174692136Fuerza (Z) en Morro inferior [N] -5,8959605 -5,89614043 -5,91141466 -5,88102919Fuerza normal Laterales y techo [N] 61,3191467 61,17101329 60,99076374 61,3191467Fuerza (X) en laterales y techo [N] 61,28821623 61,12183064 60,91298984 61,28821623Fuerza (Y) en laterales y techo [N] -0,10558631 1,072405989 -0,32064429 2,417289659Fuerza (Z) en laterales y techo [N] 1,944519231 1,946206059 1,92939958 1,958752295Fuerza normal Transición [N] 55,74952792 55,31381797 54,79454657 55,80884615Fuerza (X) en Transición [N] 55,10923273 54,73742828 54,31934973 55,14492052Fuerza (Y) en Transición [N] -4,93206957 -3,65986571 -5,54876114 -1,12951914Fuerza (Z) en Transición [N] -6,83059448 -6,88600019 -7,16874440 -6,74685949Fuerza 5 normal Puro de Cola [N] 3,310604009 3,063356586 2,794718352 3,310604009Fuerza (X) en Puro de cola [N] -2,31817862 -1,53772248 -2,32200779 -0,46301019Fuerza (Y) en Puro de cola [N] 0,483995296 0,446595353 0,388963707 0,492133519Fuerza (Z) en Puro de cola [N] 2,313416375 2,520675639 2,270780252 2,861784636

Tabla 4.7: Fuerzas superficiales sobre el fuselaje del helicóptero.



122

Análisis:

- Morro inferior: Se comenzó con un grosor de 5 mm de espesor y aplicando

las fuerzas descritas con anterioridad. El morro inferior se ancló por los

laterales de la parte inferior y a los extremos de la sección superior.

Figura 4.21: Tensión de von mises Morro inferior.

Al observar que la tensión máxima sufrida por el morro inferior era de 651KPa

en los empotramientos y que la resistencia a rotura de la fibra de vidrio S2-68 es

de 4890MPa, se redujo directamente el espesor de la sección a 2mm y se

continuó haciendo el análisis.



123

Figura 4.22: Mallado Morro inferior.

Figura 4.23: Factor de seguridad 25%



124

Figura 4.24: Tensión de von mises máxima 2.53MPa

Figura 4.25: Desplazamientos de la zona .21mm

La tensión máxima soportada por el espesor de 2 mm de la estructura era de

5.08MPa. La sección del morro inferior obtuvo un peso de 3,3Kg, teniendo en



125

cuenta que el 50% del volumen es epoxi y su superficie viene dado por el

programa 3-D.

Figura 4.26: Tensión de von mises máxima 3.06MPa

Figura 4.27: Desplazamiento máximo de 3.2mm.



126

Figura 4.28: Desplazamiento, 2,1cm.

Anclaje Fuerza

resultante(X) (N)

Fuerza

resultante(Y) (N)

Fuerza

resultante(Z) (N)

Extremo derecho

superior

1.91 0.342 1.78

Extremo izquierdo

superior

1.91 0.342 1.78

Extremo derecho

inferior

0.78 -0.401 4.725

Extremo izquierdo

inferior

0.78 -0.401 4.725

Tabla 4.8: Fuerzas en los anclajes del morro inferior.

- Cúpula: Al ver los resultados obtenidos en el apartado anterior se variaron

los espesores iniciales del fuselaje, empezando a estudiarlos con un

espesor de 2mm.



127

Figura 4.29: mallado cúpula.



128

Figura 4.30: Distribución de la tensión de Von Mises.

Se hicieron dos ensayos más, uno de ellos plantea una cúpula de 1,5mm de

espesor y el otro una de 1mm. Finalmente la cúpula idónea para el aparato

poseía un espesor 1,5mm, pues con el espesor de 1mm la cúpula sufría

desplazamientos de 2cm, desplazamiento demasiado elevado. El peso final de

la cúpula teniendo en cuenta que el 50% del volumen es epoxi y su superficie

viene dado por el programa 3-D es de 6,67Kg.

Resultados:



129

Figura 4.31: Desplazamiento máximo de 2,4mm.

Figura 4.32 Tensión máxima de 3.92 MPa



130

Figura 4.33: Factor de Seguridad 25%

Valores de los anclajes de la cúpula:

Anclaje Fuerza

resultante(X) (N)

Fuerza

resultante(Y) (N)

Fuerza

resultante(Z) (N)

Extremo derecho -4.79 0.371 8.72

Extremo izquierdo -4.79 -0.371 8.72

Extremo superior 7.74 0 4.06

Punta -6.57 0 15.593

Tabla 4.9: Fuerzas en los anclajes de la cúpula.



131

- Laterales y techo: se realizaron dos análisis, y se acabó poniendo un

espesor de 2,5mm debido a que los desplazamientos en 2mm eran

demasiado elevados. El peso final de esta sección, teniendo en cuenta

que el 50% del volumen es epoxi y su superficie viene dado por el

programa 3-D es de 9,25Kg.

Figura 4.34: Distribución de desplazamientos con un máximo de 9.45mm.



132

Figura 4.35: Tensión Von Mises máxima 6.06MPa



133

Figura 4.36: Desplazamiento máximo 2.31mm



134

Figura 4.37: Factor de seguridad 25%.

Anclaje Fuerza

resultante(X)

(N)

Fuerza

resultante(Y) (N)

Fuerza

resultante(Z) (N)

Extremo derecho

delantero superior

9.728 -2.456 107

Extremo izquierdo

delantero superior

-25.2 -7.07 -104

Extremo derecho

trasero superior

-42.6 4.31 -66.4

Extremo izquierdo

trasero superior

25.8 4.9 68.9

Extremo derecho

delantero interior

-128 5.11 -98.8



135

Extremo izquierdo

delantero inferior

119 -5.05 92.4

Extremo derecho

trasero inferior

-81.6 1.56 -77.55

Extremo izquierdo

trasero inferior

69.9 -1.409 80.4

Tabla 4.10: Fuerzas en los anclajes de las secciones laterales y el techo.

- Zona de transición: se realizaron dos análisis y se acabó seleccionando el de

un espesor de 2mm debido a que los desplazamientos del análisis de 1,5mm

eran demasiado elevados. El peso final de la transición después de los

ensayos fue de 9,52Kg.

Figura 4.38: Distribucion de desplazamientos con un máximo de 1.32mm.



136

Figura 4.39: Distribución de la tensión de Von Mises.



137

Figura 4.40: Mallado de la zona de Transición.



138

Figura 4.41: Desplazamientos con espesor 1.5mm.

Anclaje Fuerza

resultante(X) (N)

Fuerza

resultante(Y) (N)

Fuerza

resultante(Z) (N)

Extremo derecho -22.2 -151 4.33

Extremo izquierdo -22.2 151 0.986

Extremo superior 65.2 8.96 -8.27

Extremo posterior

(circunferencia

final)

34.8 -3.37 -3.385

Tabla 4.11: Fuerzas en los anclajes de la zona de transición.

- Puro de Cola: Se realizó un análisis del puro de cola, una sección

monocasco, cónica entroncada la cual se ancló en ambos extremos y se

analizó concluyendo con un espesor de 1.5mm. El desplazamiento



139

máximo que ofrecía era de 2,57mm y con una tensión de von mises

máxima de 0.37751MPa. La masa final del puro de cola fue de 4,2Kg.

Figura 4.42: Desplazamientos del puro de cola

Figura 4.43: Tensión de Von Mises



140

Anclaje Fuerza

resultante(X) (N)

Fuerza

resultante(Y) (N)

Fuerza

resultante(Z) (N)

Extremo derecho

superior

0.665 -0.1 -0.665

Extremo izquierdo

superior

0.464 -0.115 -0.464

Extremo derecho

inferior

0.665 -0.1 -0.665

Extremo izquierdo

inferior

0.464 -0.115 -0.464

Tabla 4.12: Fuerzas en los anclajes del puro de cola.

- Suelo: Por último la parte del suelo del helicóptero, una placa plana que

sigue la geometría de la parte inferior de la cabina, poseyendo un espesor

de 2mm y una masa de 4,97Kg.

De esta forma el peso final del fuselaje de fibra de vidrio del helicóptero fue:

38 4.2



141



142

5 OPTIMIZACIÓN DE LA ESTRUCTURA INTERNA

5.1 Introducción y Premisas

Realizados los análisis aerodinámicos de ambas estructuras diseñadas en el

punto 3, se continuó con la optimización de la estructura interna del aparato. Para

ello, se descartó la estructura cuya distribución de pasajeros y piloto era lineal,

ya que la estructura con distribución triangular ofrecía una resistencia

aerodinámica menor y por tanto, optimiza mejor la aerodinámica. La estructura

triangular presenta un coeficiente aerodinámico de 0,23, menor que la lineal que

posee un coeficiente aerodinámico de 0,31.

Para la optimización del fuselaje se tuvieron en cuenta las siguientes premisas:

- Peso del motor y transmisión centrados en el techo con valor de 150 Kg.

- Peso de 3 personas más asientos por valor de 390Kg.

- Cargas en los puntos de anclaje de los fuselajes.

- Extra de 50Kg distribuidos por el suelo como equipaje de mano.



143

5.2 Ensayos y Cálculos

5.2.1 Ensayo

En base a estas premisas y a los materiales escogidos en el punto 3.5 de la

memoria (fibra de carbono, una aleación de aluminio 7075 y una aleación de

titanio con 6% de aluminio y 4% de vanadio), se propusieron dos escenarios de

análisis estático de la estructura del aparato.

En el primero suceso el helicóptero estaba apoyado en el suelo tomando

los patines como puntos de apoyo de la estructura del aparato y todo el

peso anteriormente descrito actuando sobre el helicóptero.

En el segundo escenario el helicóptero se prepara para despegar. En este

caso se ha de colocar una fuerza en sentido contrario a la gravedad,

centrada en el techo del aparato y con un valor de un 10% más que el

módulo de todas las fuerzas que actúan en la aeronave.

Para la ejecución de estos escenarios se dividió la estructura interna en 5 familias

de elementos estructurales:

- Puro de cola: compuesta por las cuadernas (aros), tubos longitudinales y

barras que la anclaban a la estructura principal.

- Patines: compuestos por los largueros tubulares anclados a las cuadernas

delantera y trasera de la estructura.

- Cuadernas: formada por los tubos longitudinales inclinados a 15º y las

elipses superiores del aparato.



144

- Sección delantera: esta sección se componía por las elipses que

formaban el morro inferior de la cabina, la barra circular que subdividía la

cúpula y los perfiles tubulares que formaban el suelo de la cabina.

- Suelo y techo: por último esta zona se componía de los perfiles cuadrados

del suelo y el techo junto a sus travesaños cruzados y las barras

transversales usadas como anclaje para los asientos del piloto y

pasajeros.

Al realizar los ensayos se utilizó la plataforma de estudios estáticos del programa

de ordenador SolidWorks. Para ello se partió de unos perfiles tubulares de todas

las familias de elementos estructurales de 30x20mm de diámetro exterior e

interior, salvo de la familia del puro de cola que era de 20x10mm y las cuadernas

que poseían un perfil de 35x25mm. Los tubos que componían las familias debían

poseer la misma sección, y se mantuvo constante el diámetro exterior,

reduciendo o aumentando el diámetro interno de 2mm en 2mm para poder

mantener un coeficiente de seguridad de 1,25 y reducir el peso de la estructura

interna según su material al máximo.

5.2.2 Resultados

Para el suceso en el cual el helicóptero se posaba en el suelo, se tomaron como

puntos de apoyo las cuatro juntas entre las barras longitudinales de los patines

y las que se apoyaban en las cuadernas, tratándolos como empotramientos, sin

permitir giro o movimiento alguno.

Con ello se realizó el análisis para los 3 materiales escogidos, obteniendo las

siguientes estructuras y sus esfuerzos:



145

- Titanio: Como se puede observar en las figuras 5.1 y 5.2 la estructura de titanio

poseía una flexión máxima de 246,7MPa menor que 0,75 veces la máxima

admisible por el material, que es 10712,5MPa. Con ello se obtuvo la

reducción de sección de los materiales y el peso máximo de la estructura.

Figura 5.1: Diagrama de esfuerzos a flexión del aparato.

10 La tensión máxima admisible del material Ti6Al4V es de 950MPa.



146

Figura 5.2: Factor de seguridad Titanio.




Tabla 5.1: Dimensiones de las secciones de los tubos estructurales Titanio.

Teniendo en cuenta estas reducciones en las secciones de los perfiles tubulares

de la estructura interna del helicóptero, esta obtuvo un peso final de 66,67Kg.

Este peso era un peso elevado, ya que sumando los 38Kg del fuselaje, se obtuvo

un peso total del helicóptero de 104,7Kg, peso mayor al esperado en las

especificaciones iniciales del proyecto.

- Aluminio: Como se puede observar en la figura 5.3, la estructura de aluminio 7075

poseía una flexión máxima de 246,7MPa menor que 0,75 veces la máxima



147

admisible por el material 11429,2MPa. Con ello se obtuvo las reducciones

de sección de los materiales y el peso máximo de la estructura. Esta

flexión máxima era la misma que la estructura en titanio debido a que los

perfiles de las familias de los tubos eran iguales en sus diámetros internos

y externos.





Tabla 5.2: Dimensiones de las secciones de los tubos estructurales Aluminio.

Teniendo en cuenta las reducciones de los perfiles hechas, y que el aluminio

7075 es menos denso que el titanio, se obtuvo un peso final de la estructura

11 La tensión máxima admisible del aluminio 7075 es de 572,265MPa.



148

interna del aparato de 43.03Kg, reduciéndose el peso en 23,24Kg de un material

a otro con el cambio de materiales. Con ello, el peso final del helicóptero, junto

con el fuselaje, fue de 81,08Kg consiguiendo el objetivo de un helicóptero con un

peso menor a 100Kg.

- Fibra de Carbono Al observar las figuras 5.4 y 5.5 la estructura de fibra de carbono

soportaba una flexión máxima de 450MPa y una fuerza axial de 51,28MPa

a compresión en los patines, ambos esfuerzos menores que 0,75 veces

la tensión máxima admisible por el material 121725MPa. Con ello se

obtuvo las reducciones de sección de los materiales y el peso máximo de

la estructura.


12 La tensión máxima admisible de la fibra de carbono es 2300MPa.



149

Figura 5.5: Diagrama de esfuerzos axiles del helicóptero.

Figura 5.6: Factor de seguridad.



150

Teniendo en cuenta las reducciones de los perfiles hechas, y que la fibra de carbono es más ligera que ambos materiales usados con anterioridad, se obtuvo un peso final de la estructura interna del aparato de 11,186Kg. Con ello el peso final del helicóptero junto con el fuselaje fue de 49,186Kg consiguiendo el objetivo de un helicóptero con un peso menor a 100Kg.



Sección delantera 30x27,5∅ Suelo y techo 30x27,5∅

Tabla 5.3: Dimensiones de las secciones de los tubos estructurales Fibra de Carbono.

Para el segundo análisis de las estructuras se colocó una fuerza centrada en el

techo de valor 6500N, que es un 10% superior a todas las fuerzas colocadas por

la estructura y se trataron los puntos de apoyo como articulaciones, con ello se

estudia la estructura justo el momento antes de despegar del suelo.

- Titanio



151

Figura 5.7: Distribución de esfuerzos a flexión.

Figura 5.8: Factor de seguridad 1.25

Para poder soportar las fuerzas ocasionadas por el helicóptero al despegar, se

ampliaron las secciones de las cuadernas y la sección de suelo y techo. De esta

manera la masa de la estructura interna aumentó de 66,67Kg a 74,13Kg,

aumentando el peso del fuselaje y estructura a 112,13Kg alejándose aún más

del objetivo del proyecto.



152




Tabla 5.4: Dimensiones de las secciones finales de los tubos estructurales Titanio.

- Aluminio:

Figura 5.9: Distribución de esfuerzos a flexión.



153


Para la correcta optimización de la estructura, teniendo en cuenta que el aluminio

es un material con una resistencia mecánica menor que el titanio, se tuvieron

que aumentar las secciones, tanto de las cuadernas como del suelo y techo. Con

esta nueva optimización, el peso de la estructura interna terminó siendo 60,43Kg

y por tanto el peso de la estructura y el fuselaje de 98,43Kg, un peso dentro del

peso objetivo del proyecto.




Tabla 5.5: Dimensiones de las secciones finales de los tubos estructurales Aluminio.

- Fibra de Carbono:



154

Figura 5.11: Distribución de esfuerzos a flexión en la estructura.


Pese a su elevado límite a la tracción, la optimización de la estructura interna

conformada con fibra de carbono también tuvo que aumentar las secciones de

los perfiles tubulares de la familia de suelo y techo. De esta manera la estructura

interna tomó un peso de 14,4Kg y el helicóptero un peso total de 52,4Kg

reduciendo el peso objetivo del proyecto en 47,6Kg.



155



Sección delantera 30x27,5∅ Suelo y techo 30x20∅

Tabla 5.6: Dimensiones de las secciones finales de los tubos estructurales Fibra de Carbono.

5.3 Conclusiones

A pesar de ser tres candidatos válidos para la construcción de la estructura

interna, se pudo observar como el titanio daba un peso demasiado elevado

desde los primeros ensayos. Por tanto se descarta para la construcción de la

estructura interna.

No obstante aunque el aluminio posea una resistencia mecánica menor que el

titanio, su ligereza consigue que el peso de la aeronave esté dentro del objetivo

del proyecto, convirtiendo así al aluminio como un material viable para la

construcción del helicóptero.

Por último, la fibra de carbono gracias a su elevado límite a la tracción y su

reducida densidad, consigue que el peso de tanto del fuselaje como de la

estructura interna se reduzca en 47,6Kg. Con ello se decide construir el

helicóptero con este material ya que reduce el peso máximo objetivo de la

aeronave y deja margen de maniobra en el caso de tener que añadir pesos al

aparato.



156

6 Presupuesto

La elaboración del presupuesto ha planteado dificultades debido a la

complejidad de los materiales:

- La fibra de carbono: Este material se conforma según las propiedades

mecánicas y físicas específicas para la adecuación de los esfuerzos que

ha de soportar en cada situación. En este caso es necesario un encargo

de los tubos y secciones que componen la estructura interna del

helicóptero, y su posterior ensamblaje. Este ensamblaje requiere de

adhesivos aeroespaciales para la conexión entre los distintos puntos de

la estructura, un tratamiento en horno para un secado perfecto de este,

un lijado superficial de la estructura y un recubrimiento superficial para la

protección de esta.

- Aluminio 7075: Es necesario un encargo en bruto del material, según la

longitud y sección de los tubos que componen la estructura. El aluminio

requiere de un tratamiento superficial para su soldadura. La soldadura TIG

es la más minuciosa y por tanto se requiere un encargo del ensamblaje a

un sitio especializado.

- Fibra de vidrio: La fibra de vidrio es un material que según las propiedades

mecánicas y físicas que requiere se conforma de manera diferente. En

este caso al estar el fuselaje compuesto por fibra de vidrio, sería necesario

el encargo de moldes exactos de cada una de las piezas, para

posteriormente ser construidas. Una vez construidas la fibra de vidrio

requiere de un proceso de pulido superficial para eliminar imperfecciones

y dotar de una homogeneidad estructural a la pieza.



157

La cantidad requerida de cada uno de estos materiales es la siguiente:

La cantidad de fibra de carbono utilizada para la construcción de la

aeronave es de 14,4Kg.

Si se construyese el aparato con aluminio sería necesario 60,43Kg del

material.

Para la conformación del fuselaje se requieren 38Kg de fibra de vidrio S-

2-68.

Se ha realizado un estudio en bruto del precio de los materiales por kilogramo.

- La fibra de carbono 24K tiene un coste aproximado 350€/Kg.

- El precio del aluminio 7075 fluctúa entre 2,1-4,3€/Kg, y se ha estimado un

coste de 3,5 €/Kg.

- La fibra de vidrio S-2-68 tiene un coste aproximado de 20€/Kg.



(10%) Estimación


Tabla 6.1: Presupuesto.

Esta estimación de los materiales en bruto, es orientativa, como bien se ha

detallado al principio del punto es necesario un tratamiento especial de cada uno

de los materiales, que solo puede ser proporcionado por fabricantes

especializados.



158

Se ha solicitado estudio y presupuesto para la estructura interna y fuselaje según

el tipo de material que lo compone:

- En fibra de carbono a Mitsubishi y a Zoltek.

- Fibra de vidrio a Superior Glass Works.

- En aluminio se solicitó a Alcom.

No se hizo un estudio pertinente por parte de los diversos fabricantes, debido a

la envergadura del proyecto, ya que al tratarse de un proyecto con fines

estudiantiles no podían dedicarle tiempo y recursos.



160

7 PLANOS



161



162

7.1 Planos de Diseño

DRAWNCHECKEDENG APPRMGR APPR

UNLESS OTHERWISE SPECIFIEDDIMENSIONS ARE IN MILLIMETERS

ANGLES ±X.X°2 PL ±X.XX 3 PL ±X.XXX

NAMEJoaquín Villar

DATE02/23/15 Solid Edge

TITLE

SIZEA2

DWG NO REV

FILE NAME: linealfinal15.dft

SCALE: WEIGHT: SHEET 1 OF 1

REVISION HISTORY

REV DESCRIPTION DATE APPROVED

3500

249,29

199,16 159,07

1650

400

300

75°

L 2050,94

L 353,93

30

500,01

204,1

2

499,2

240,3

5

135°

200,1

1347

,26A A

SECTION A-A

72°

R 10

R 15

1530

500

753,6

2010

600

VERIF.

Estructura PESO:

A3

HOJA 1 DE 1ESCALA:1:50

N.º DE DIBUJO

TÍTULO:

REVISIÓNNO CAMBIE LA ESCALA

MATERIAL:

FECHAFIRMANOMBRE

APROB.

FABR.

VIVAS

ACABADO:ROMPER ARISTAS

CALID.

REBARBAR Y TOLERANCIAS:

DIBUJ.

42

13

12

11

10

9 7 6 58 32125

26

27

3839

40

41

43

650 200

Familia estructural Elementos Dimensión de tuboPuro de Cola 1,-,14 20x10

Resto estructura 15,-,43 30x20

ESTRUCTURA INTERNA

2.0

JOAQUIN 05/08/2015

17

414

15

16

24

R240

75°

1244,49

150

79

,76

20

0,0

2

17

9,7

7

22

5,0

1

12

5

1000

900

622,98 622,98

504,77 504,77

R1600

850 75°

19 1820

16

52

,99

17

99

,98

600 600

20

0

30

0

10

00

1

51

7,1

7

15

4,9

7

120°

36

21

22

2328

29

30

31

3233

34

35

37

Edición educacional de SolidWorks Sólo para uso en la enseñanza

HOJA 1 DE 1

JOAQUIN

PESO:

A3EnsamblajeESCALA:1:50

N.º DE DIBUJO

TÍTULO:


MATERIAL:

FECHAFIRMANOMBRE

DIBUJ.

VERIF.

VIVAS

ACABADO:ROMPER ARISTAS REBARBAR Y

APROB.

FABR.

CALID.

ANGULAR:

SI NO SE INDICA LO CONTRARIO:LAS COTAS SE EXPRESAN EN MMACABADO SUPERFICIAL:TOLERANCIAS: LINEAL:

16/08/2015




163



164

7.2 Planos del Fuselaje

10/08/2015

Fuselaje 1.PESO:

A3


N.º DE DIBUJO

TÍTULO:


MATERIAL:

FECHAFIRMANOMBRE

DIBUJ.

VERIF.

VIVAS

ACABADO:ROMPER ARISTAS REBARBAR Y

APROB.

FABR.

CALID.

ANGULAR:

SI NO SE INDICA LO CONTRARIO:LAS COTAS SE EXPRESAN EN MMACABADO SUPERFICIAL:TOLERANCIAS: LINEAL:

JOAQUIN

890

R240

JOAQUIN 16/07/2015

FIBRA DE VIDRIO

Morro Inferior

3,3Kg

0.3

DESIGNACIÓN1,2,3,4 ANCLAJES

3

HOJA 1 DE 1

VERIF.

PESO:

A3Morro InferiorESCALA:1:10

N.º DE DIBUJO

TÍTULO:


MATERIAL:

FECHAFIRMANOMBRE

APROB.

VIVAS Y PULIRACABADO:TOLERANCIA:

CALID.

FABR.

ROMPER ARISTAS

DIBUJ.

128

0 1

,5

4

MARCA

690

200

105

°

2

1

91,

44

889

,65

R160

0

1283

CÚPULA

FIBRA DE VIDRIO

0.3

6,77Kg

15/07/2015

MARCA DESIGNACIÓNANCLAJES

VERIF.

HOJA 1 DE 1PESO:

A3cupula 1,5mmESCALA:1:20

N.º DE DIBUJO

TÍTULO:


MATERIAL:

FECHAFIRMANOMBRE

APROB.

FABR.

CALID.

PULIR

ACABADO:

VIVAS Y

:ROMPER ARISTASTOLERANCIAS

DIBUJ.

3

4

1

2

164

1,16

JOAQUIN

1,2,3,4

JOAQUIN 16/07/2015

FIBRA DE VIDRIO

9,25Kg

MARCA DESIGNACIÓN1,2,3,4,5,6,7,8 ANCLAJESANCLAJES1,2,3,4,5,6,7,8

DESIGNACIÓNMARCA

3

7

184

0

95

75°

150

0

HOJA 1 DE 1

VERIF.

PESO:

A3LATERALESCALA:1:20

N.º DE DIBUJO

TÍTULO:


MATERIAL:

FECHAFIRMANOMBRE

APROB.

FABR.

CALID.

PULIR

ACABADO:TOLERANCIA: ROMPER ARISTASVIVAS Y

DIBUJ.

84

128

5

900

2,5

0

5

1

2

6

14,

9

15°

900

1518,76

288,90

292,90

324,84

16/07/2015JOAQUIN

FIBRA DE VIDRIO

TRANSICIÓN 2mm

9,52Kg

0.3

DESIGNACIÓNANCLAJESANCLAJES

DESIGNACIÓN

TransiciónHOJA 1 DE 1PESO:

A3

VERIF.

ESCALA:1:20

N.º DE DIBUJO

TÍTULO:


MATERIAL:

FECHAFIRMANOMBRE

APROB.

FABR.

CALID.

pulir

ACABADO:TOLERANCIA: Romper aristas vivas y

DIBUJ.

2

3

1

4

128

4

MARCA1,2,3,4

4,2Kg

0.3

DESIGNACIÓNANCLAJES

DESIGNACIÓNANCLAJES

FABR.

APROB.

VERIF.

Puro de ColaPESO:

A3


N.º DE DIBUJO

TÍTULO:


MATERIAL:

FECHA

CALID.

TOLERANCIA: ACABADO:

FIRMANOMBRE

PULIR

ROMPER ARISTASVIVAS Y

DIBUJ.

292,83

179,

52

18

2,52

2750

2

4

3

1

16/07/2015

PURO DE COLA

MARCA

JOAQUIN

FIBRA DE VIDRIO

1,2,3,4



166

7.3 Planos Finales de Estructura y Fuselaje


Patines 15,-,17 30x25 Cuadernas 18,-,23 35x25

sección delantera 24,-,30 30x25 Suelo y Techo 31,-,43 30x20

ESTRUCTURA INTERNA

Ti6Al4V74,13Kg

2.0

JOAQUIN 05/08/2015

74,13Kg

19 1820

300

179

9,98

600 600

200

100

0

165

2,99

151

7,17

154

,97

120°

HOJA 1 DE 1

titanioPESO:

A3

VERIF.

ESCALA:1:50

N.º DE DIBUJO

TÍTULO:


MATERIAL:

FECHAFIRMANOMBRE

APROB.

FABR.

VIVAS


CALID.


DIBUJ.

17

414

15

16

24

R24

0

75°

1244,49

150

79,

76

200

,02

179

,77

225

,01

125

1000

900

622,98 622,98

504,77 504,77

R1600

850 75°

36

21

22

2328

29

30

31

3233

34

35

37

1112

42

1310

9 7 6 58 32125

2627

3839

40

41

43

650 200



Patines 15,-,17 30x25 Cuadernas 18,-,23 35x20

sección delantera 24,-,30 30x25 Suelo y Techo 31,-,43 30x10

ESTRUCTURA INTERNA

Al-706760,43Kg

2.0

JOAQUIN 05/08/2015

60,43Kg

17

414

15

16

24

200

,02

1244,49

R24

0

75°

79,

76

150

179

,77

225

,01

125

1000

900

622,98 622,98

504,77 504,77

R1600

850 75°

42

13

1211

10

9 7 6 58 32125

2627

3839

40

41

43

650 200

VERIF.

aluminioPESO:

A3


N.º DE DIBUJO

TÍTULO:


MATERIAL:

FECHAFIRMANOMBRE

APROB.

FABR.

VIVAS


CALID.


DIBUJ.

19 1820

179

9,98

165

2,99

600 600

200

30

0

100

0 1

517,

17

154

,97

120°

36

21

22

2328

29

30

31

3233

34

35

37


HOJA 1 DE 1

Fibra de carbonoPESO:

A3

VERIF.

ESCALA:1:50

N.º DE DIBUJO

TÍTULO:


MATERIAL:

FECHAFIRMANOMBRE

APROB.

FABR.

VIVAS


CALID.


DIBUJ.

19 1820

165

2,99

179

9,98

600 600

200

30

0

100

0 1

517,

17

154

,97

120°

Familia estructural Elementos Dimensión de tuboPuro de Cola 1,-,14 20x17,5

Patines 15,-,17 30x27,5 Cuadernas 18,-,23 35x32,5

sección delantera 24,-,30 30x27,5 Suelo y Techo 31,-,43 30x20

ESTRUCTURA INTERNA

Fibra carbono14,4Kg

2.0

JOAQUIN 05/08/2015

14,4Kg

17

414

15

16

24

200

,02

1244,49

150

79,

76

R24

0

75°

900

179

,77

125

1000

225

,01

622,98 622,98

504,77 504,77

R1600

850 75°

32

21

22

2328

29

30

31

36 33

34

35

37

42

13

1211

10

9 7 6 58 32125

2627

3839

40

41

43

650 200


ALUMINIO ASMHOJA 1 DE 1PESO:

A3

VERIF.

ESCALA:1:50

N.º DE DIBUJO

TÍTULO:


MATERIAL:

FECHAFIRMANOMBRE

APROB.

FABR.

CALID.

TOLERANCIAS: ACABADO:

DIBUJ.

Al7075-FS 69

ENSAMBLAJE TRIANGULARJOAQUIN 16/07/2015

98,43Kg

ENSAMBLAJE TRIANGULARJOAQUIN 16/07/2015

F. CARBONO-FS 69

47,62 Kg

APROB.

PESO:

VERIF.

FIBRA CARBONOFABR.

A3


N.º DE DIBUJO

TÍTULO:


MATERIAL:

FECHA

CALID.

TOLERANCIAS: ACABADO:

FIRMANOMBRE

DIBUJ.



167



168

8 ANEXOS

Selec

tor G

uide

Aer

ospac

e

HexForce® HexMC® / HexTOOL® HexPly®Redux®HexFlow®HexTow®HiTape®HexWeb®

Fibrelam® HexCoat®PolySpeed®Modipur®

HexFlow®



HexForce®



HexPly®

About HEXCEL

Hexcel is the largest US producer of carbon fibre;

the world’s largest weaver of structural fabrics; the number one producer of composite materials

such as prepregs, film adhesives and

honeycomb; and a leading manufacturer of composite

parts and structures.

As the most vertically integrated supplier in the industry Hexcel

manufactures the full spectrum of advanced material solutions. This means that we can offer

enhanced design flexibility and support to our

customers worldwide.

Hexcel’s research and technology function

supports our businesses worldwide with a highly developed expertise in

materials science, textiles, process engineering and

polymer chemistry.

Hexcel has pioneered the development of prepregs

for over 60 years. The HexPly® trademark is renowned in high

performance industries.

With in-house weaving capabilities for the

manufacture of unidirectional and woven

reinforcement fabrics in glass, carbon and

aramid fibres and hybrids - all marketed under the HexForce® brand

name - Hexcel provides customers with a total package of composite

solutions.

Our global technical support team is on hand

to assist with material selection, processing,

and can provide training to those who are new to composites technology.

Hexcel in Aerospace

Hexcel is a world leader in the manufacture of advanced composite materials for the Commercial Aerospace, Helicopters, Space and Defense markets. From carbon fibres and reinforcement fabrics, through to RTM resins, prepregs, tooling materials and structural parts, Hexcel is present at every stage. Our fibre reinforced composite materials are complemented by our honeycomb technologies which extend from lightweight core materials to aircraft flooring panels, engineered core and Acousti-Cap® noise dampening systems. Hexcel is the only composites supplier that supplies this wide range of fibre reinforced matrix technologies together with an extensive range of honeycomb, adhesives and engineered products.

The focus of this selector guide is Hexcel’s resin matrices, direct processes and reinforcements for aerospace prepregs.

1/ HexPly® Prepregs

Hexcel pioneered the development of composite materials to meet the requirements of early aircraft manufacturers. Ground-breaking projects included the construction of a full scale wing spar in flax fibre reinforced phenol formaldehyde resin for a Bristol “Blenheim” bomber. Weight-saving was a major driver in the exploration and development of these new materials, alongside the need for higher mechanical properties and greater design flexibility. Sixty years on, the aerospace industry remains the greatest consumer of Hexcel prepregs, for civil aircraft, military jets, helicopters, aero-engines or space satellite and launchers. Hexcel’s range of resin formulations for aerospace prepregs includes a wide range of epoxies for highly loaded parts and supreme toughness; BMI systems for high temperature performance; phenolics for fire, smoke and toxicity performance in aircraft interiors; and cyanate esters for space structures and satellite applications. HexPly® prepregs are available with HexForce® woven and multiaxial reinforcements, or as unidirectional tapes in various forms.

2/ HexFlow® Liquid Resins

Hexcel is a global leader in providing composite solutions for aerospace and other high performance applications. Hexcel pioneered the development of resin formulations for composites and is the premier worldwide supplier of prepregs, RTM and RFI systems. Hexcel is also a major manufacturer of carbon fibre and a leader in reinforcement fabrics and nonwovens for composites. Our unrivalled integrated product range means that Hexcel is the composite specialist.

Direct processes, covering a wide variety of techniques to combine resin and reinforcement, including RTM VaRTM and RFI, are the focus of this brochure which complements Hexcel’s prepreg technology manual.

3/ HexForce® Reinforcements

The aerospace industry relies on Hexcel’s woven glass, carbon, aramid and hybrid fibre fabrics for use in advanced composites. Due to the high strength, thermal and electrical insulating properties, and fire resistance of fibre glass and carbon fabrics, today’s commercial aircraft industry uses HexForce® in the design and manufacture of radomes, interior panelling systems, secondary structures (wing-to-body or belly fairing, leading edges, parts and flight control systems), engine and nacelles.

HexPly ® Prepregs

Magnamite ® Carbon Fibre

HexWeb ® Honeycomb

Peel ply

HexFIT ®

ReinforcementsHexCoat TM Gel CoatsHexFlow ®resins for LRI

HexFlow®Liquid ResinsHexFlow®

Liquid Resins ReinforcementsReinforcements

REDUX

2-3

Civil Aircraft

Hexcel is the preferred supplier of composite materials to the civil aerospace industry, with materials present in virtually every commercial aircraft currently built in the western world.

The drawings are generic, to allow the maximum number of potential applications to be identified. The drawings are not intended to represent a specific aircraft.These generic drawings illustrate typical applications for HexForce® fabrics, HexPly® prepregs and HexFlow® Liquid Resins. For information on the full range of Hexcel products for aerospace (carbon fibres, adhesives, honeycombs, etc) please request a copy of our CD.

PRIMARY STRUCTURES

INTERIORS

SECONDARY STRUCTURES

Defence Aircraft

In their quest for superior performance, defence aircraft designers were the fi rst to experiment with new materials and to demonstrate the effectiveness of composites.

The drawings are generic, to allow the maximum number of potential applications to be identifi ed. The drawings are not intended to represent a specifi c aircraft.These generic drawings illustrate typical applications for HexForce® fabrics, HexPly® prepregs and HexFlow® Liquid Resins. For information on the full range of Hexcel products for aerospace (carbon fi bres, adhesives, honeycombs, etc) please request a copy of our CD.

Aero-engines

By the 1970’s designers had turned to composites for the weight-savings necessary for the large nacelles required by the new generation of large high power turbofans. Today, engine nacelles and thrust reversers include so many major composite components that carbon fi bre epoxy prepregs account for typically half the volume of the entire nacelle structure.The next step for aero-engine designers has been to apply composites technology to more complex structures within the engine itself.

Helicopters

Both civil and defence helicopters consume large quantities of Hexcel’s prepregs, adhesives, honeycombs and engineered core components. Many structural parts are manufactured from prepreg, including the rear beam, the transmission shaft, fuselage, and main rotor components.

Space

Launching satellites into space creates the ultimate performance challenge for composite materials. In addition to the crucial weight savings, the materials also have to withstand extreme temperature fl uctuations. The performance requirements can be accommodated by Hexcel’s wide range of matrix systems.

Index

4-5

• HexPly® Prepregs - Epoxies - Phenolics - BMI - Cyanates

• HexFlow® Liquid Resins - Epoxies - BMI

• HexForce® Fabrics - HS Carbon Fabrics - IM HM UHM Carbon Fabrics - Injectex Fabrics - Carbon- Glass Hybrid Fabrics - Carbon- Aramid Hybrid Fabrics - Aramid Fabrics - Quartz Fabrics - Peel Ply - E and S-2 Glass Fabrics - Finish For E and S-2 Glass Fabrics

p.6-7

p.6-7

p.8-9

p.10-11

p.12-13

IndexIndexIndexIndex

HT93[80 (175) IN

SERVICE]125 (255) 120 X X X 30 14 FABRIC

200200 (390) IN

SERVICE]150 (300) 30 X X 30 12 FABRIC

M65 300 (572) 191 (375) X X 30 12 UD TAPE/FABRIC/SLIT TAPE

BMI

HEXPLY® RESINSYSTEM

DRY TG ONSET (DMA) °C (°F)

TYPICAL CURE CYCLETemp °C (°F) Time (mins)

AUTOCLAVE/ PRESS VACUUM ONLY

FLOW

CONTROLLED

HIGH

OUTLIFE AT ROOM TEMPERATURE

days

STORAGE AT -18°C

(0°F) months

STANDARDPREPREG FORMS

Prepreg Resins

M26T 105 (220) 125 (255) 90 X X X 30 12 FABRIC M26T self adhesive, self extenguishing fairings / sandwich structures X X

M76 130 (265) 135 (275) 180 X X 21 12 UD TAPE/FABRIC M76 high toughness, self adhesive, fl exible cure space applications X

913 150 (300) 125 (255) 60 X X 30 12 UD TAPE/FABRIC/TOWPREG 913 versatile system with high environmental resistance structural components / fairings / helicopter blades

X X X

M92 160 (320) 125 (255) 90 X X X 60 12 UD TAPE/FABRIC/TOWPREG M92 self adhesive, self extenguishing versatile system with high environmental resistance

fairings / sandwich structuresstructural components

X X

M20 150 (300) 130 (265) 120 X X X 42 12 UD TAPE/FABRIC M20 high temperature performance from low temperature cure composite repair X X

8551-7 155 (315) 180 (350) 120 X X 30 12 UD TAPE/FABRIC/ TOWPREG/SLIT TAPE

8551-7 extreme damage resistance, very high toughness structural components / engine parts /fan blades

X X

M91 185-190 180 (350) 120 X X 42 12 UD TAPE/SLIT TAPE M91 latest product for aerospace structure and aeroengine, excellent toughness with very high residual compression strength after impact

Aircraft and aeroengine primary sructure X X

M21 190 (375) 180 (350) 120 X X 30 12 UD TAPE/FABRICSLIT TAPE

M21 preferred product for aerospace structures. high toughness and excellent translation of IM fi bre

primary structures X X

8552 195 (385) 180 (350) 120 X X 30 12 UD TAPE/FABRIC/ TOWPREG/SLIT TAPE

8552 preferred product for aerospace structures. structural parts X X X X X

M56 198 180 (350) 180 X X X 35 12 UD TAPE/FABRICSLIT TAPE

M56 hight temperature performance from Out of the autoclave cure, low density

primary and secondary structures out of autoclave

X X X

M18 200 (390) 180 (350) 120 X X 30 12 UD TAPE/FABRIC/TOWPREG M18 low moisture uptake, low density space applications X

M18/1 200 (390) 180 (350) 120 X X 30 12 FABRIC M18/1 self extinguishing. very high temperature wet performance.

helicopter structural parts X

922-1 210 (410) 180 (350) 120 X X 10 12 UD TAPE/FABRIC 922-1 high service temperature engine / nacelle structures X X

996* 165 (330) 180 (350) 120 X X 14 6 UD TAPE/FABRIC

954-3 205 (400) 180 (350) 120 X X 14 12 UD TAPE/FABRIC

954-6* 150 (300) 121 (250) 180 X X 14 12 UD TAPE/FABRIC

CYANATES

HexPly ® Prepregs

Magnamite ® Carbon Fibre

HexWeb ® Honeycomb

Peel ply

HexFIT ®

ReinforcementsHexCoat TM Gel CoatsHexFlow ®resins for LRI

HexFlow®Liquid ResinsHexFlow®

Liquid Resins ReinforcementsReinforcements

REDUX

Liquid Resins

EPOXIES

RTM6 200°C 160°C 2H X X RTM6 15 days at 23°C 9 months -18°C UN4.1 Monocomponent

RTM6-2 200°C 160°C 2H X X RTM6-2 15 days at 23°C 9 months -18°C no Bi-component

VRM37* 190°C 180°C 2H X X VRM37 14 days at 23°C 6 months -18°C no Bi-component

VRM22* 132°C60°C 4H+postcure 2H 121°C

X X VRM22* 14 days at 23°C 6 months -18°C no Bi-component

RTM 230 ST 150°C 190°C 2H X RTM 230 ST 30 days at 23°C 18 months -18°C no Monocomponent


DRY TG ONSET (DMA)°C (°F)


MOLDING PROCESSRTM.............. Infusion

HEXPLY® RESINSYSTEM OUTLIFE AT RT STORAGE COND. TRANSPORT RESTRICTIONS PRODUCT

FORM

RTM 651 285°C190°C 4H+postcure 16H 230°C

X RTM 651 12 months - -18°C no Monocomponent

Liquid Resins Liquid Resins

* AVAILABLE IN US ONLY. (1) + POST-CURE

BMI

EPOXIES

CURE PROCESS

PHENOLICS

F655 290 (550) 190 (375) X X 30 12 UD TAPE/FABRIC

240 (1)

240 (1)

HexFlow® product data

6-7

HT93[80 (175) IN

SERVICE]125 (255) 120 X X X 30 14 FABRIC

200200 (390) IN

SERVICE]150 (300) 30 X X 30 12 FABRIC

M65 300 (572) 191 (375) X X 30 12 UD TAPE/FABRIC/SLIT TAPE


DRY TG ONSET (DMA) °C (°F)


AUTOCLAVE/ PRESS VACUUM ONLY

FLOW

CONTROLLED

HIGH

OUTLIFE AT ROOM TEMPERATURE

days

STORAGE AT -18°C

(0°F) months

STANDARDPREPREG FORMS

M26T 105 (220) 125 (255) 90 X X X 30 12 FABRIC M26T self adhesive, self extenguishing fairings / sandwich structures X X

M76 130 (265) 135 (275) 180 X X 21 12 UD TAPE/FABRIC M76 high toughness, self adhesive, fl exible cure space applications X

913 150 (300) 125 (255) 60 X X 30 12 UD TAPE/FABRIC/TOWPREG 913 versatile system with high environmental resistance structural components / fairings / helicopter blades

X X X

M92 160 (320) 125 (255) 90 X X X 60 12 UD TAPE/FABRIC/TOWPREG M92 self adhesive, self extenguishing versatile system with high environmental resistance

fairings / sandwich structuresstructural components

X X

M20 150 (300) 130 (265) 120 X X X 42 12 UD TAPE/FABRIC M20 high temperature performance from low temperature cure composite repair X X

8551-7 155 (315) 180 (350) 120 X X 30 12 UD TAPE/FABRIC/ TOWPREG/SLIT TAPE

8551-7 extreme damage resistance, very high toughness structural components / engine parts /fan blades

X X

M91 185-190 180 (350) 120 X X 42 12 UD TAPE/SLIT TAPE M91 latest product for aerospace structure and aeroengine, excellent toughness with very high residual compression strength after impact

Aircraft and aeroengine primary sructure X X

M21 190 (375) 180 (350) 120 X X 30 12 UD TAPE/FABRICSLIT TAPE

M21 preferred product for aerospace structures. high toughness and excellent translation of IM fi bre

primary structures X X

8552 195 (385) 180 (350) 120 X X 30 12 UD TAPE/FABRIC/ TOWPREG/SLIT TAPE

8552 preferred product for aerospace structures. structural parts X X X X X

M56 198 180 (350) 180 X X X 35 12 UD TAPE/FABRICSLIT TAPE

M56 hight temperature performance from Out of the autoclave cure, low density

primary and secondary structures out of autoclave

X X X

M18 200 (390) 180 (350) 120 X X 30 12 UD TAPE/FABRIC/TOWPREG M18 low moisture uptake, low density space applications X

M18/1 200 (390) 180 (350) 120 X X 30 12 FABRIC M18/1 self extinguishing. very high temperature wet performance.

helicopter structural parts X

922-1 210 (410) 180 (350) 120 X X 10 12 UD TAPE/FABRIC 922-1 high service temperature engine / nacelle structures X X

HexPly® product dataHEXPLY® RESINSYSTEM

ATTRIBUTES TYPICAL APPLICATIONS

COM

MER

CIAL

AI

RCRA

FT

INTE

RIOR

S

HELI

COPT

ERS

MIL

ITAR

Y JE

TS

NACE

LLES

EN

GINE

S

SPAC

E

UAV’

S

996* 165 (330) 180 (350) 120 X X 14 6 UD TAPE/FABRIC

954-3 205 (400) 180 (350) 120 X X 14 12 UD TAPE/FABRIC

954-6* 150 (300) 121 (250) 180 X X 14 12 UD TAPE/FABRIC

RTM6 200°C 160°C 2H X X RTM6 15 days at 23°C 9 months -18°C UN4.1 Monocomponent

RTM6-2 200°C 160°C 2H X X RTM6-2 15 days at 23°C 9 months -18°C no Bi-component

VRM37* 190°C 180°C 2H X X VRM37 14 days at 23°C 6 months -18°C no Bi-component

VRM22* 132°C60°C 4H+postcure 2H 121°C

X X VRM22* 14 days at 23°C 6 months -18°C no Bi-component

RTM 230 ST 150°C 190°C 2H X RTM 230 ST 30 days at 23°C 18 months -18°C no Monocomponent


DRY TG ONSET (DMA)°C (°F)


MOLDING PROCESSRTM.............. Infusion

HEXPLY® RESINSYSTEM OUTLIFE AT RT STORAGE COND. TRANSPORT RESTRICTIONS PRODUCT

FORM

RTM 651 285°C190°C 4H+postcure 16H 230°C

X RTM 651 12 months - -18°C no Monocomponent

product data product data

HT93low FST aircraft interior panels / partitions X

200low FST, excellent ablative properties fi re proof panels & components X

996 low water pick up space and satellite applications X

954-3 low water pick up space and satellite applications X

954-6* low water pick up space and satellite applications X

M65 high temperature, resistant BMI system parts subjected to very high temperatures X X X X

F655 290 (550) 190 (375) X X 30 12 UD TAPE/FABRIC F655 high temperature X Xprimary / secondary structures, engine components toughened

84 2.48 84 PLAIN 50 50 6.3 6.3 HS 1K HS 1K 0.09

98 2.89 G0801 PLAIN 50 50 7.4 7.4 HS 1K HS 1K 0.10

98 2.89 43098 PLAIN X 50 50 2.3 2.3 HS 3K HS 3K 0.09

130 3.83 G0806 130 PLAIN 50 50 10 10 HS 1K HS 1K 0.13

193 5.69 G0814/G0904/43193 282/AGP193 PLAIN X 51 49 4.9 4.8 HS 3K HS 3K 0.20

193 5.69 XAGP282P BIAS PW 51 49 4.9 4.8 HS 3K HS 3K 0.20

193 5.69 43195 284 TWILL 2X2 X 51 49 4.9 4.8 HS 3K HS 3K 0.20

220 6.49 G0939/G0802 4 H SATIN 50 50 5.5 5.5 HS 3K HS 3K 0.23

280 8.26 G0833/G0933/43280 AGP 280 5H SATIN 50 50 7.0 7.0 HS 3K HS 3K 0.29

285 8.41 G0803/G0963 433 5H SATIN 50 50 7.2 7.2 HS 3K HS 3K 0.29

286 8.44 G0986 463 TWILL 2X2 X 50 50 3.5 3.5 HS 6K HS 6K 0.29

300 8.85 48302 TWILL 2X2 X 50 50 1.8 1.8 HS 12K HS 12K 0.30

370 10.91 43364/43370 584 8H SATIN 50 50 9.5 9.5 HS 3K HS 3K 0.37

370 10.91 G0926/46364 613 5H SATIN 50 50 4.6 4.6 HS 6K HS 6K 0.37

WEIGHTgsm oz/yd²

STYLE EU US WEAVE PRIMETEX® OPTION

WEIGHT RATE warp % weft

FIBER COUNT warp weft yarns/cm

REINFORCEMENT YARNwarp weft

THICKNESSmm

HS Carbon Fabrics

IM-HM-UHM Carbon Fabrics

ULTRA HIGH MODULUS FIBRES

HIGH MODULUS FIBRES

160 4.72 G0827/G0947 UD PLAIN 97 3 7.9 4 HS 3K EC5 5.5x2 0.16

170 5.01 42165 UD PLAIN 98 2 8.1 4 HS 3K EC5 5.5x2 0.17

300 8.85 48330 UD PLAIN 96 4 4 4 HS 12K EC9 34 0.31

UNIDIRECTIONAL FABRICS - HIGH STRENGTH FIBRES

BALANCED FABRICS - HIGH STRENGTH FIBRES BALANCED FABRICS - HIGH STRENGTH FIBRES BALANCED FABRICS - HIGH STRENGTH FIBRES BALANCED FABRICS - HIGH STRENGTH FIBRES BALANCED FABRICS - HIGH STRENGTH FIBRES

193 5.69 46195 TWILL 2X2 X 50 50 4.3 4.3 IM7 6K IM7 6K 0.20

196 5.78 XSGP196 P PLAIN 50 50 4.3 4.3 IM7 6K IM7 6K 0.20

203 5.99 SGP203CS CROW FOOT 50 50 4.5 4.5 IM7 6K IM7 6K 0.23

203 5.99 XC1400 BIAS CROWFOOT 50 50 4.5 4.5 IM7 6K IM7 6K 0.23

370 10.91 46370 SGP3708H 8H SATIN 50 50 8.3 8.3 IM7 6K IM7 6K 0.37

200 5.99 48200 TWILL 2X2 X 50 50 2.35 2.35 HM63 12K HM63 12K 0.20

285 8.41 48297 5H SATIN X 50 50 3.35 3.35 HM63 12K HM63 12K 0.28

90 2.65 43090 PLAIN X 50 50 4.5 4.5 M60JB 3K M60JB 3K 0.10

150 4.42 46150 PLAIN 50 50 4.5 4.5 M55JB 6K M55JB 6K 0.15

195 5.75 G0969 UD PLAIN 89 11 8 3 M55J 6K HS 1K 0.21

200 5.90 GB201/GB200 PLAIN X 50 50 4.7 4.7 HS 3K HS 3K 0.20

286 8.44 G0986 463 TWILL 2X2 X 50 50 3.5 3.5 HS 6K HS 6K 0.29

290 8.55 G1157 UD PLAIN X 96 4 6.7 3 HS 6K EC9 34 0.31

370 10.91 G0926 613 5H SATIN X 50 50 4.6 4.6 HS 6K HS 6K 0.38

600 17.70 G1151 FORMABLE X 50 50 7.4 7.4 HS 6K HS 6K 0,60

Injectex® Fabrics for infusion or injection technology - Epoxy E01 binder for preformsCARBON FABRICS

POWDERING

“PRIMETEX® IS A RANGE OF CARBON FABRICS THAT HAVE BEEN PROCESSED FOR A SMOOTH, CLOSED WEAVE AND ENHANCED UNIFORM APPEARANCE: FIBRE TOWS ARE FLATLY WOVEN AND SPREAD IN BOTH WARP AND WEFT DIRECTIONS. HEXCEL SUPPLIES PRIMETEX® FABRICS WITH THE PHYSICAL PROPERTIES MENTIONED IN THE TECHNICAL DATASHEET. SHOULD YOU WISH TO ACHIEVE SPECIFIC COSMETIC EFFECTS WITH PRIMETEX®, PLEASE CONTACT HEXCEL”

98 2.89 46098 PLAIN X 50 50 2.2 2.2 IM7 6K IM7 6K 0.10INTERMEDIATE MODULUS FIBRES

84 2.48 84 PLAIN 50 50 6.3 6.3 HS 1K HS 1K 0.09

98 2.89 G0801 PLAIN 50 50 7.4 7.4 HS 1K HS 1K 0.10

98 2.89 43098 PLAIN X 50 50 2.3 2.3 HS 3K HS 3K 0.09

130 3.83 G0806 130 PLAIN 50 50 10 10 HS 1K HS 1K 0.13

193 5.69 G0814/G0904/43193 282/AGP193 PLAIN X 51 49 4.9 4.8 HS 3K HS 3K 0.20

193 5.69 XAGP282P BIAS PW 51 49 4.9 4.8 HS 3K HS 3K 0.20

193 5.69 43195 284 TWILL 2X2 X 51 49 4.9 4.8 HS 3K HS 3K 0.20

220 6.49 G0939/G0802 4 H SATIN 50 50 5.5 5.5 HS 3K HS 3K 0.23

280 8.26 G0833/G0933/43280 AGP 280 5H SATIN 50 50 7.0 7.0 HS 3K HS 3K 0.29

285 8.41 G0803/G0963 433 5H SATIN 50 50 7.2 7.2 HS 3K HS 3K 0.29

286 8.44 G0986 463 TWILL 2X2 X 50 50 3.5 3.5 HS 6K HS 6K 0.29

300 8.85 48302 TWILL 2X2 X 50 50 1.8 1.8 HS 12K HS 12K 0.30

370 10.91 43364/43370 584 8H SATIN 50 50 9.5 9.5 HS 3K HS 3K 0.37

370 10.91 G0926/46364 613 5H SATIN 50 50 4.6 4.6 HS 6K HS 6K 0.37

WEIGHTgsm oz/yd²

STYLE EU US WEAVE PRIMETEX® OPTION

WEIGHT RATE warp % weft

FIBER COUNT warp weft yarns/cm


THICKNESSmm

HexForce® product data

IM-HM-UHM Carbon Fabrics HexForce® product data


160 4.72 G0827/G0947 UD PLAIN 97 3 7.9 4 HS 3K EC5 5.5x2 0.16

170 5.01 42165 UD PLAIN 98 2 8.1 4 HS 3K EC5 5.5x2 0.17

300 8.85 48330 UD PLAIN 96 4 4 4 HS 12K EC9 34 0.31

193 5.69 46195 TWILL 2X2 X 50 50 4.3 4.3 IM7 6K IM7 6K 0.20

196 5.78 XSGP196 P PLAIN 50 50 4.3 4.3 IM7 6K IM7 6K 0.20

203 5.99 SGP203CS CROW FOOT 50 50 4.5 4.5 IM7 6K IM7 6K 0.23

203 5.99 XC1400 BIAS CROWFOOT 50 50 4.5 4.5 IM7 6K IM7 6K 0.23

370 10.91 46370 SGP3708H 8H SATIN 50 50 8.3 8.3 IM7 6K IM7 6K 0.37

200 5.99 48200 TWILL 2X2 X 50 50 2.35 2.35 HM63 12K HM63 12K 0.20

285 8.41 48297 5H SATIN X 50 50 3.35 3.35 HM63 12K HM63 12K 0.28

90 2.65 43090 PLAIN X 50 50 4.5 4.5 M60JB 3K M60JB 3K 0.10

150 4.42 46150 PLAIN 50 50 4.5 4.5 M55JB 6K M55JB 6K 0.15

195 5.75 G0969 UD PLAIN 89 11 8 3 M55J 6K HS 1K 0.21

200 5.90 GB201/GB200 PLAIN X 50 50 4.7 4.7 HS 3K HS 3K 0.20

286 8.44 G0986 463 TWILL 2X2 X 50 50 3.5 3.5 HS 6K HS 6K 0.29

290 8.55 G1157 UD PLAIN X 96 4 6.7 3 HS 6K EC9 34 0.31

370 10.91 G0926 613 5H SATIN X 50 50 4.6 4.6 HS 6K HS 6K 0.38

600 17.70 G1151 FORMABLE X 50 50 7.4 7.4 HS 6K HS 6K 0,60

Injectex® Fabrics for infusion or injection technology - Epoxy E01 binder for preforms

picks/cm

“PRIMETEX® IS A RANGE OF CARBON FABRICS THAT HAVE BEEN PROCESSED FOR A SMOOTH, CLOSED WEAVE AND ENHANCED UNIFORM APPEARANCE: FIBRE TOWS ARE FLATLY WOVEN AND SPREAD IN BOTH WARP AND WEFT DIRECTIONS. HEXCEL SUPPLIES PRIMETEX® FABRICS WITH THE PHYSICAL PROPERTIES MENTIONED IN THE TECHNICAL DATASHEET. SHOULD YOU WISH TO ACHIEVE SPECIFIC COSMETIC EFFECTS WITH PRIMETEX®, PLEASE CONTACT HEXCEL”

98 2.89 46098 PLAIN X 50 50 2.2 2.2 IM7 6K IM7 6K 0.10

8-9

WEIGHT gsm oz/yd² STYLE WEAVE WEIGHT RATE

warp % weft

FIBRE COUNT warp weft

yarns/cm

REINFORCEMENT YARN warp weft

THICKNESSmm


warp % weft

FIBRE COUNT warp weft yarns/cm picks/cm


THICKNESSmm

Carbon - Glass Hybrid Fabrics

Carbon - Aramid Hybrid Fabrics

BALANCED FABRICS - HIGH STRENGTH FIBRES

BALANCED FABRICS - HIGH STRENGTH FIBRES

135 3.98 G1088 TWILL 2X2 16-34 16-34 3.2/13.3 3.2/6.7 HS 1K/EC9 34 HS 1K/EC9 68 0.12

170 5.01 G0874 PLAIN 16-34 16-34 1.4/4.5 1.4/4.5 HS 3K/ET9 68x2 HS 3K/ET9 68x2 0.17

170 5.01 43596 PLAIN 16-34 16-34 1.4/8.4 1.4/8.4 HS 3K/EC9 68 HS 3K/EC9 68 0.15

178 5.25 G0973/G1081 TWILL 2X2 25/18/7 25/18/7 2x(2.2/4.7/2.2) 2x(HS 3K/PE/ET9 68) 0.18


270 7.96 43743 TWILL 2X2 21-29 21-29 2.9/11.5 2.2/11.5 HS 3K/EC9 68 HS 3K/EC9 68 0.24

210 6.19 73210 TWILL 2X2 22-28 22-28 2.2 4.4 2.2 4.4 HS 3K AR HM 1270 HS 3K AR HM 1270 0.20

Aramid Fabrics WEIGHT gsm oz/yd² WEAVE WEIGHT RATE

warp % weft



THICKNESSmm

60 1.77 PLAIN 50 50 13.5 13.5 HM 215 HM 215 0.07

120 3.54 5H SATIN 50 50 14 14 HM 405 HM 405 0.15

166 4.90 8H SATIN 50 50 19.2 19.2 HM 405 HM 405 0.20

175 5.16 4H SATIN 51 49 6.7 6.5 HM 1270 HM 1270 0.20

Quartz Fabrics

265 7.82 593 5H SATIN 50 50 19.5 19.5 SI C9 67 SI C9 67 0.20

292 8.61 581 8H SATIN 50 50 21 21 SI C9 67 SI C9 67 0.22

300 8.85 595 TWILL 2X2 50 50 9.2 9.2 SI C14 80x2 SI C14 80x2 0.22


warp % weft



THICKNESSmm

BALANCED FABRICS

ARAMID BALANCED FABRICS 20796 350(AMS120)

21226

21263 348

20914 353(AMS 285)

STYLEEU US

145 4.28 610 LENO 52 48 11.2 10.5 SI C9 67 SI C9 67 0.11


warp % weft


yarns/cm


THICKNESSmm


warp % weft



THICKNESSmm

Carbon - Glass Hybrid Fabrics

Carbon - Aramid Hybrid Fabrics


170 5.01 G0874 PLAIN 16-34 16-34 1.4/4.5 1.4/4.5 HS 3K/ET9 68x2 HS 3K/ET9 68x2 0.17

170 5.01 43596 PLAIN 16-34 16-34 1.4/8.4 1.4/8.4 HS 3K/EC9 68 HS 3K/EC9 68 0.15

178 5.25 G0973/G1081 TWILL 2X2 25/18/7 25/18/7 2x(2.2/4.7/2.2) 2x(HS 3K/PE/ET9 68) 0.18


270 7.96 43743 TWILL 2X2 21-29 21-29 2.9/11.5 2.2/11.5 HS 3K/EC9 68 HS 3K/EC9 68 0.24

210 6.19 73210 TWILL 2X2 22-28 22-28 2.2 4.4 2.2 4.4 HS 3K AR HM 1270 HS 3K AR HM 1270 0.20

10-11

Aramid Fabrics WEIGHT gsm oz/yd² WEAVE WEIGHT RATE

warp % weft



THICKNESSmm

60 1.77 PLAIN 50 50 13.5 13.5 HM 215 HM 215 0.07

120 3.54 5H SATIN 50 50 14 14 HM 405 HM 405 0.15

166 4.90 8H SATIN 50 50 19.2 19.2 HM 405 HM 405 0.20

175 5.16 4H SATIN 51 49 6.7 6.5 HM 1270 HM 1270 0.20




Quartz Fabrics

265 7.82 593 5H SATIN 50 50 19.5 19.5 SI C9 67 SI C9 67 0.20

292 8.61 581 8H SATIN 50 50 21 21 SI C9 67 SI C9 67 0.22

300 8.85 595 TWILL 2X2 50 50 9.2 9.2 SI C14 80x2 SI C14 80x2 0.22


warp % weft



THICKNESSmm


145 4.28 610 LENO 52 48 11.2 10.5 SI C9 67 SI C9 67 0.11

E and S-2 Glass Fabrics

48 1.42 1080 1080 PLAIN 56 44 24 19 EC5 11 EC5 11 0.04

105 3.08 120 120 4H SATIN 51 49 24 23 EC5 11x2 EC5 11x2 0.08

105 3.08 220 220 4H SATIN 51 49 24 23 EC7 22 EC7 22 0.08

193 5.69 6580 6580 8H SATIN 50 50 28.3 28.3 S-2 34 S-2 34 0.15

200 5.90 7628 7628 PLAIN 59 41 17 11.8 EC9 68 EC9 68 0.15

200 5.90 1035 1035 TWILL 2X2 50 50 14 14 EC9 68 EC9 68 0.15

220 6.49 1034 X 4H SATIN 50 50 16 16 EC9 68 EC9 68 0.16

290 8.55 791 X TWILL 2X2 50 50 7 7 EC9 68x3 EC9 68x3 0.22

300 8.85 1581 1581 8H SATIN 51 49 22 21 EC9 34x2 EC9 34x2 0.23

300 8.85 7581 7581 8H SATIN 51 49 22 21 EC9 68 EC9 68 0.23

300 8.85 7781 7781 8H STAIN 53 47 23.6 21 EC6 66 EC6 66 0.23

305 9.00 6781 6781 8H SATIN 50 50 22.5 22.5 S-2 68 S-2 68 0.23

290 8.55 1543 UD 4H SATIN 90 10 19 11.8 EC9 68x2 EC7 22 0.22

365 10.77 1055 UD 5H SATIN 83 13 45 9 EC9 68 EC9 68 0.28

Other styles available on demand Thickness: theorical thickness of a cured ply with 50% fi ber volume content

UNIDIRECTIONAL FABRICS

95 2.80 BI9760 BLANC/ROSE X PLAIN 50 50 19 19 PA66 235 PA66 235 0.07

105 3.10 T0089 X PLAIN 52 48 22 20 PA66 235 PA66 235 0.08

105 3.10 T0098 TRACERS PLAIN 54 46 22 18.5 PA66 235 PA66 235 0.08

Peel Ply

POLYAMIDE FABRICS

90 2.65 BI9842 X PLAIN 51 49 28 28 HT 144 HT 144 0.07

DP : Heat treated-Preformed (On Request)

WEIGHT gsm oz/yd² STYLE FINISH DP WEAVE WEIGHT RATE

warp % weft


yarns/cmREINFORCEMENT YARN

warp weftTHICKNESS

mm

WEIGHT gsm oz/yd²

STYLE EU US WEAVE WEIGHT RATE

warp % weft



THICKNESSmm

Finish For E And S-2 Glass FabricsMATRIX STYLE DESCRIPTION EPOXY POLYESTER VINYLESTER PHENOLIC

FINISH EU US

Z 6040 X EPOXY SILANE

TF 970 X AMINOSILANE

A 1100 X AMINOSILANE

F 69 X SILANE

F 81 X SILANE

HT X DIRECT SIZE E OR S-2 GLASS

BALANCED FABRICS

BALANCED FABRICS

POLYESTER FABRICS

E and S-2 Glass Fabrics

48 1.42 1080 1080 PLAIN 56 44 24 19 EC5 11 EC5 11 0.04

105 3.08 120 120 4H SATIN 51 49 24 23 EC5 11x2 EC5 11x2 0.08

105 3.08 220 220 4H SATIN 51 49 24 23 EC7 22 EC7 22 0.08

193 5.69 6580 6580 8H SATIN 50 50 28.3 28.3 S-2 34 S-2 34 0.15

200 5.90 7628 7628 PLAIN 59 41 17 11.8 EC9 68 EC9 68 0.15

200 5.90 1035 1035 TWILL 2X2 50 50 14 14 EC9 68 EC9 68 0.15

220 6.49 1034 X 4H SATIN 50 50 16 16 EC9 68 EC9 68 0.16

290 8.55 791 X TWILL 2X2 50 50 7 7 EC9 68x3 EC9 68x3 0.22

300 8.85 1581 1581 8H SATIN 51 49 22 21 EC9 34x2 EC9 34x2 0.23

300 8.85 7581 7581 8H SATIN 51 49 22 21 EC9 68 EC9 68 0.23

300 8.85 7781 7781 8H STAIN 53 47 23.6 21 EC6 66 EC6 66 0.23

305 9.00 6781 6781 8H SATIN 50 50 22.5 22.5 S-2 68 S-2 68 0.23

290 8.55 1543 UD 4H SATIN 90 10 19 11.8 EC9 68x2 EC7 22 0.22

365 10.77 1055 UD 5H SATIN 83 13 45 9 EC9 68 EC9 68 0.28

Other styles available on demand Thickness: theorical thickness of a cured ply with 50% fi ber volume content

95 2.80 BI9760 BLANC/ROSE X PLAIN 50 50 19 19 PA66 235 PA66 235 0.07

105 3.10 T0089 X PLAIN 52 48 22 20 PA66 235 PA66 235 0.08

105 3.10 T0098 TRACERS PLAIN 54 46 22 18.5 PA66 235 PA66 235 0.08

Peel Ply HexForce® product data

90 2.65 BI9842 X PLAIN 51 49 28 28 HT 144 HT 144 0.07

WEIGHT gsm oz/yd² STYLE FINISH DP WEAVE WEIGHT RATE

warp % weft


yarns/cmREINFORCEMENT YARN

warp weftTHICKNESS

mm

WEIGHT gsm oz/yd²

STYLE EU US WEAVE WEIGHT RATE

warp % weft



THICKNESSmm


HexForce® product dataFinish For E And S-2 Glass FabricsMATRIX STYLE DESCRIPTION EPOXY POLYESTER VINYLESTER PHENOLIC

FINISH EU US

Z 6040 X EPOXY SILANE

TF 970 X AMINOSILANE

A 1100 X AMINOSILANE

F 69 X SILANE

F 81 X SILANE

HT X DIRECT SIZE E OR S-2 GLASS

12-13

TECNOLOGÍA DE FABRICACIÓN - GIEM

Procesos de fabricación vs acabado superficial – Página 1

TECNOLOGÍA DE FABRICACIÓN - GIEM

Procesos de fabricación vs acabado superficial – Página 2



169

9 BIBLIOGRAFÍA

Historia de los materiales utilizados en aviación junto con sus especificaciones. Disponible en web:

http://www.sandglasspatrol.com/IIGM-12oclockhigh/Materiales%20Aeronauticos.htm

Apuntes: “Sistemas de amortiguación y absorción de vibraciones”. Ingeniería Aeronáutica, Universidad Politécnica de Madrid. Disponible en web: http://ocw.upm.es/ingenieria-aeroespacial/helicopteros/contenidos/material/sistema-de-absorcion-de-vibraciones

Proyecto de fin de carrera: “Diseño preliminar de un helicóptero para aplicaciones civiles”. Universidad Politécnica de Cataluña. Disponible en web: https://upcommons.upc.edu/bitstream/handle/2099.1/9728/Documento%20-%20Memoria%20y%20Presupuesto.pdf?sequence=1

Apuntes: “Mecánica de vuelo II”. Disponible en web: https://upload.wikimedia.org/wikipedia/commons/8/82/Mec%C3%A1nica_del_Vuelo_II_-_Ingenier%C3%ADa_aeron%C3%A1utica_-_ETSEIAT_-_UPC.pdf

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Propiedades mecánicas de aleaciones de aluminio. Disponibles en web: http://ingemecanica.com/tutorialsemanal/tutorialn110.html



170

Propiedades mecánicas y físicas sobre materiales compuestos. Disponibles en web:

http://www.chaos.org.uk/~eddy/project/space/materials.html

Apuntes: “Introduccion a los helicópteros” Universidad Politécnica de Sevilla. Disponibles en web: http://www.aero.us.es/heli/downloads/0910/12introHelicopteros_alum.pdf

Apuntes: “Introducción a las estructuras tipo sándwich”. Disponibles en web: http://ocw.uc3m.es/mecanica-de-medios-continuos-y-teoria-de-estructuras/elasticidad-resistencia-de-materialesii/material-de-clase-1/materiales-compuestos/capitulo7.pdf

Propiedades mecánicas y físicas del titanio empleado en el sector aeronáutico. Disponible en web: http://www.interempresas.net/MetalMecanica/Articulos/112422-Mecanizado-de-aleaciones-de-titanio-empleadas-en-aeronautica.html

Precio aluminio. Disponible en web:

http://spanish.alibaba.com/product-gs/7075-t6-aluminium-alloy-tube-with-cheap-price-60297345567.html?s=p

Fabricantes de fibra de carbono. Disponibles en webs:

http://zoltek.com/carbonfiber/

https://www.mrc.co.jp/pyrofil/english/application/index.html

Fabricantes de fibra de vidrio. Disponible en web:



171

http://www.superiorglassworks.com/category-s/2073.htm

cÁlculo y diseÑo de la estructura y fuselaje de un ... · universidad pontificia comillas ‐...

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