Abstract:
La presente investigación consistió en el estudio de las propiedades mecánicas de materiales compuestos con estructura tipo sándwich, en específico de la secuencia de apilamiento de capas del componente aeronáutico Wing Tip Leading-Edge Skin (P/N 314-19390-402) del avión A-29B Super Tucano. Para fabricar mencionada estructura se empleó el método de laminación manual de fibra de vidrio P/N 7781 E-Glass para los revestimientos, honeycomb para el núcleo y resina epóxica 2000 x 2060 como matriz. Posterior a su fabricación y fundamentados en los estándares ASTM se obtuvieron la cantidad necesaria de probetas para la ejecución de ensayos mecánicos de tensión plana, compresión plana, densidad y flexión de tres puntos, cuyos resultados permitieron caracterizar estáticamente las propiedades mecánicas del material del componente aeronáutico. Para complementar el estudio y mediante un Diseño de Experimentos (DOE), específicamente de un diseño factorial completo se experimentaron reparaciones estructurales en placas con la misma secuencia de apilamiento, considerando tres parámetros: material de reparación, distancia entre capas para remoción del área dañada y el tipo de daño (parcial o total). De cada una de las placas reparadas se obtuvieron probetas y en base a los estándares ASTM se ejecutaron similares ensayos mecánicos con la finalidad de analizar, comparar y validar los resultados del proceso de reparación. Finalmente se establecieron los parámetros más influyentes que serán considerados para el desarrollo de futuras reparaciones de los componentes aeronáuticos de las aeronaves de la Fuerza Aérea Ecuatoriana.
