Proyecto Fin de Carrera Ingeniería Industrial - Servidor de la...
128
i Equation Chapter 1 Section 1 Proyecto Fin de Carrera Ingeniería Industrial Diseño y desarrollo de un útil flexible para el recanteado y taladrado de materiales compuestos aeronáuticos. Autor: Francisco José Román Martín Tutor: Andrés Jesús Martínez Donaire Dpto. Ingeniería Mecánica y Fabricación Área de Ing. de los Procesos de Fabricación Escuela Técnica Superior de Ingeniería Universidad de Sevilla Sevilla, 2016
Transcript of Proyecto Fin de Carrera Ingeniería Industrial - Servidor de la...
i
Equation Chapter 1 Section 1
Proyecto Fin de Carrera
Ingeniería Industrial
Diseño y desarrollo de un útil flexible para el
recanteado y taladrado de materiales compuestos
aeronáuticos.
Autor: Francisco José Román Martín
Tutor: Andrés Jesús Martínez Donaire
Dpto. Ingeniería Mecánica y Fabricación
Área de Ing. de los Procesos de Fabricación
Escuela Técnica Superior de Ingeniería
Universidad de Sevilla
Sevilla, 2016
ii
iii
Proyecto Fin de Carrera
Ingeniería Industrial
Diseño y desarrollo de un útil flexible para el
recanteado y taladrado de materiales
compuestos aeronáuticos.
Autor:
Francisco José Román Martín
Tutor:
Andrés Jesús Martínez Donaire
Profesor Ayudante Doctor
Dpto. Ingeniería Mecánica y Fabricación
Área de Ing. de los Procesos de Fabricación
Escuela Técnica Superior de Ingeniería
Universidad de Sevilla
Sevilla, 2016
iv
v
Proyecto Fin de Carrera: Diseño y desarrollo de un útil flexible para el recanteado y taladrado
de materiales compuestos aeronáuticos.
Autor: Francisco José Román Martín
Tutor: Andrés Jesús Martinez Donaire
El tribunal nombrado para juzgar el Proyecto arriba indicado, compuesto por los siguientes
miembros:
Presidente:
Vocales:
Secretario:
Acuerdan otorgarle la calificación de:
Sevilla, 2016
El Secretario del Tribunal
vi
vii
A mi familia
A mis amigos y compañeros
A Inma
viii
ix
Agradecimientos
Escribir estas líneas me hace emocionarme muchísimo, después de tantos años, que ya ni me
salen las cuentas de cuantos son… me parece mentira estar escribiendo esto. Este proyecto pone
fin a una etapa de mi vida llena de sobre todo alegrías y de alguna tristeza, en la cual he
aprendido muchísimo como estudiante, profesional y lo que considero más importante, como
persona.
En primer lugar tengo que agradecerle todo a mi madre por ese apoyo incondicional que solo
sabe dar una madre. Aunque yo no lo hiciera bien, ella siempre ha estado a mi lado para darme
su ayuda y consejo. Por ponérmelo tan fácil y allanarme tanto el camino para conseguir que esta
meta se haga realidad.
Mi padre tiene una mención especial, le hubiese encantado verme presentar este proyecto.
Estaría muy orgulloso de mi y lo contaría una y mil veces en las tertulias con sus amigos.
Por supuesto a mis hermanos por ser siempre un ejemplo, una guía y un espejo donde mirarme.
Ellos tienen mucha culpa de que me decidiera por estudiar esta carrera.
También a mis amigos de toda la vida, Jose, Javi y José Luis, sobre todo por respetarme
mientras estudiaba y no llamarme para tomar cervezas. Y por ese primer fin de semana después
de los exámenes que siempre me tenían preparado algo especial.
Mis compañeros de carrera han sido fundamentales, sobre todo a mis amigos Alex y Migue. Por
siempre estar a mi lado en los momentos difíciles y ayudándome en todo lo que pueden.
He de agradecer a mis compañeros de estudio y amigos Marwan y Javi Barba, por esos
interminables meses de exámenes encerrados en la biblioteca.
Merecen ser destacados mis compañeros de trabajo. Entre ellos Pedro por siempre ponérmelo
tan fácil, y mi amigo y compañero Antonio por darme tanto apoyo en el desarrollo de este
proyecto.
A mi tutor del proyecto Andrés Jesús por su gran interés en este proyecto y por facilitarme la
tarea de su desarrollarlo y adaptación al ámbito académico.
A Inma por llenarme la vida de felicidad y de amor. Por acompañarme en la última etapa de este
largo camino y por empujarme para que este proyecto se haga realidad.
Y por último a mi Betis de mi alma, porque en los ratos que me hace sufrir (y muy rara vez
disfrutar) me siento feliz, por pertenecer a ese sentimiento que la gente solo saber explicar
diciendo que estamos locos de la cabeza…
Francisco José Román Martín. Sevilla, 2016
x
xi
Resumen
El objetivo de este proyecto es el desarrollo de un útil flexible que sea capaz de dar respuesta a
los requisitos de recanteo y taladrado por control numérico de piezas aeronáuticas de materiales
compuestos en muy alta cadencia, cumpliendo con los requisitos de calidad.
En en primer lugar se revisa la evolución de los materiales en las aeronaves, poniendo especial
atención a los materiales compuestos. Cabe destacar la gran importancia que están tomando los
materiales compuestos en la actualidad en las aeronaves. Se estudian los procesos típicos que se
suceden en la fabricación de elementales aeronáuticas en material compuesto.
A continuación se realiza un análisis del producto a recantear y taladrar, donde se tienen en
cuentas las siguientes características, geometría, tolerancias, referencias, materiales, métodos de
fabricación a nivel de composite.
Seguidamente se estudian las diferentes posibles soluciones de utillaje, teniendo el utillaje
flexible no automatizado, el utillaje flexible automatizado y el utillaje individualizado
semiautomático. Se realizan pruebas tanto virtuales como reales y se concluye diseñar y fabricar
el utillaje individualizado semiautomático.
Luego se diseña el utillaje, se fabrica y se realiza una recepción técnica que asegure la
conformidad del producto.
Finalmente se hace un análisis de las mejoras introducidas por el nuevo utillaje y de las mejoras
que se tienen tras un año del uso del mismo.
xii
xiii
Índice
Agradecimientos ix
Resumen xi
Índice xiii
1.-INTRODUCCIÓN
1
1.1.- GENERALIDADES
1
1.2.- OBJETIVO GENERAL
2
1.3.- JUSTIFICACIÓN DEL PROYECTO
2
1.4.- OBJETIVOS ESPECÍFICOS
2.- MATERIALES COMPUESTOS EN LA AERONÁUTICA
5
2.1.- EVOLUCIÓN DE LOS MATERIALES EN LA AERONÁUTICA 5
2.2.- PRINCIPIOS BÁSICOS DE MATERIALES COMPUESTOS
7
2.3.- SISTEMAS DE FIBRA
8
2.4.- SISTEMAS DE RESINA 11
2.5.- RESISTENCIA EN LOS MATERIALES COMPUESTOS 14
2.6.- EVOLUCIÓN DE MATERIALES COMPUESTOS EN LA AVIACIÓN. 15
2.7.- PROCESO DE FABRICACIÓN DE COMPOSITES
21
2.8.- ENCINTADO AUTOMÁTICO
26
3.- ESTUDIO DEL PRODUCTO A RECANTEAR
31
3.1.- TIPO DE MATERIAL Y PROCESO DE FABRICACIÓN 31
3.2.- GEOMETRÍA DE LAS PIEZAS
33
3.3.- TOLERANCIAS Y REFERENCIAS DE RECANTEO Y TALADRADO 38
3.4.- INSTRUCCIONES DE VERIFICACIÓN
52
4.- ESTUDIO DE DIFERENTES SOLUCIONES. PRUEBAS
63
4.1.- ESTUDIO DE DIFERENTES TIPOS DE UTILLAJE 63
4.2.- PRUEBAS
68
4.3.- CONCLUSIONES DE LAS PRUEBAS
81
5.- PARÁMETROS DE DISEÑO Y FABRICACIÓNDE UTILLAJE
83
5.1.- PARÁMETROS DE DISEÑO DE BASE CON POSICIONADORES 83
5.2.- PARÁMETROS DE DISEÑO DE UTILLAJE DE MACIZADO 88
5.3.- FABRICACIÓN Y RECEPCIÓN DE UTILLAJE
94
6.- OPERATIVA DE FABRICACIÓN
97
xiv
7.- CONCLUSIONES Y MEJORAS ACTUALES
101
7.1.- CONCLUSIONES
101
7.2.- MEJORAS ACTUALES Y TRABAJOS FUTUROS
101
8.- BIBLIOGRAFÍA
103
ANEXO 1: PARÁMETROS GEOMÉTRICOS DE LAS PIEZAS.
106
ANEXO 2: EJEMPLO DE INSTRUCCIÓN DE TRABAJO.
110
ANEXO 3: CHECK LIST DE RECEPCIÓNDE UTILLAJE.
114
1
CAPITULO 1: INTRODUCCIÓN.
1.1.- GENERALIDADES
En la búsqueda de una mejora continua para los procesos de fabricación, uno de los principales
desafíos a los que se enfrenta cualquier empresa no consiste únicamente en conseguir un nivel
de calidad alto en el acabado de elementales, sino llevar esa alta calidad a programas de alta
cadencia.
El programa en estudio es uno de los de mayor cadencia aeronáutica, con más de 800 pedidos
en firme, y que se encuentra actualmente en pleno desarrollo. La cadencia máxima definida
para dicho avión, con 13 aviones/mes, se alcanzará en el horizonte de 2018, con 141 entregas
previstas para ese periodo.
Dentro de este programa, la empresa donde trabaja el autor del proyecto se encarga del
recanteado, taladrado, inspección dimensional, inspección ultrasónica y sellado de bordes de
los formeros de material compuesto que forman la estructura principal de la Belly Fairing.
Estas piezas ya llegaran fabricadas a nivel de composite. Este programa consiste en 75
elementales monolíticas de CRFP (Carbon Fiber Reinforced Polymer, en material compuesto),
en su mayoría perfiles “H”, aunque también presenta perfiles “L”, “T” y “C”.
En este marco de preparación para la alta cadencia, se vio la necesidad de optimizar los
tiempos de fabricación al máximo cumpliendo con los requisitos de calidad. Con 75
elementales y 13 aviones/mes que entregar, un minuto de mejora en la fabricación de cada
pieza, supondrá una reducción de 16h/mes de tiempo de ocupación de máquina. Así, este
debe ser el principal objetivo a la hora de valorar las diferentes propuestas.
En la fase inicial del programa, tanto la cadencia como los requisitos de calidad
(principalmente ausencia de delaminaciones) no son cuestiones críticas. El programa
inicialmente está fase de desarrollo implicando baja cadencia. Una vez que el programa va
afianzándose comienza a subir la cadencia y a su vez los espesores comienzan a disminuir (tras
los diferentes test de resistencia que se realizan sobre las elementales en la fase de
desarrollo), lo que provoca el aumento del riesgo de delaminaciones y por tanto el aumento de
no conformidades a nivel de Calidad. Por tanto el aumento de cadencia unido al aumento de
no conformidades se plantea la posibilidad de diseñar un útil flexible que permita fabricar con
excelentes niveles de calidad y alta cadencia.
En el sector aeronáutico los criterios impuestos de prestaciones para los materiales empleados
son mucho mayores que en otras áreas. Son aspectos clave el bajo peso, la alta resistencia
mecánica, alta rigidez y buena resistencia a la fatiga. El peso en las aeronaves es algo crítico y
factor fundamental en el diseño de las mismas. No sólo el peso es la propiedad fundamental
en la elección de los materiales en las aeronaves, sino que las propiedades mecánicas son
también fundamentales. Existen otras propiedades como la resistencia a la corrosión que
también influyen en la elección de los materiales, pero la combinación entre el peso y las
propiedades mecánicas son las propiedades determinantes a la hora de realizar la elección de
los materiales que van a formar la aeronave.
2
Los materiales metálicos, sobre todo el aluminio, han sido hasta hace bastante poco tiempo los
materiales con mejores relaciones entre peso y propiedades mecánicas y han sido de uso
generalizado en las estructuras de las aeronaves.
El uso de los materiales compuestos para su aplicación en la industria aeronáutica se ha
generalizado en los últimos años. Estos materiales implican una tecnología distinta a la usada
con los metales. Los materiales compuestos son muy diferentes a los materiales metálicos, en
cuanto a procesos de fabricación, diseño estructural y desempeño en servicio.
1.2.-OBJETIVO GENERAL
En este proyecto se pretende el desarrollo de un útil flexible que sea capaz de dar respuesta a
los requisitos de recanteo y taladrado por control numérico de piezas aeronáuticas de
materiales compuestos en muy alta cadencia, cumpliendo con los requisitos de calidad.
1.3.- JUSTIFICACIÓN DEL PROYECTO
En el trabajo actual se han combinado varios factores que justifican el desarrollo del útil
flexible para recanteo y taladrado por control numérico de elementos de fibra de carbono.
Alta cadencia del programa. Debido al gran número de elementos a recantaer se
necesita optimizar tanto los tiempos de recanteo y taladrado como el tiempo de
cambio de utillaje.
Nuevos procesos de fabricación en composites. El proceso de encintado automático
implantado en los programas de alta cadencia implica mayor unidireccionalidad de las
fibras, conllevando un mayor riesgo de delaminaciones en el recanteo.
Menores espesores de elementos. Los procesos de fabricación de encintado
automático implican una mejora en la resistencia de los elementos debido al alto
control que se tiene en la dirección de las fibras. Esto implica que piezas con menores
espesores (menor peso) puedan resistir cargas de mayor magnitud que elementos
fabricados mediante métodos tradicionales. La disminución de espesor conlleva un
aumento de la inestabilidad del producto a recantear viéndose agravado el
comportamiento vibracional en el proceso de recanteo y taladrado.
Calidad dimensional. La optimización en los proceso de montajes de aeroestructuras
implican cada vez más una reducción en los lead times de los procesos de ensamblado.
Uno de los factores que influyen en la reducción de tiempos es calidad dimensional de
las piezas a nivel de elemental, es decir, una reducción de tolerancias en el proceso de
recanteo y taladrado implicará reducciones de tiempos en el montaje de
aeroestructuras.
1.4.- OBJETIVOS ESPECÍFICOS
Conocer los diferentes tipos de materiales compuestos usados en la aeronáutica y su
evolución.
Estudiar las características específicas del producto a recantear.
Llevar a cabo el diseño funcional de un útil versátil completamente automatizado que
permita:
- Minimizar el tiempo de posicionamiento
3
- Minimizar la cantidad de elementos presentes en el posicionamiento.
- Una máxima versatilidad frente a nuevas configuraciones.
- Asegurar la estabilidad necesaria de las piezas para poder recantear y taladrar.
- Garantizar los requisitos de calidad requeridos por el cliente.
Diseñar y desarrollar un prototipo que permita realizar los ensayos y análisis
oportunos, para su posterior validación.
Evaluar las mejoras introducidas con el nuevo utillaje.
4
5
CAPÍTULO 2. MATERIALES COMPUESTOS EN LA AERONÁUTICA
2.1.- EVOLUCIÓN DE LOS MATERIALES EN LA AERONÁUTICA.
Los materiales usados a lo largo de la historia de la aeronáutica han ido evolucionando en
función de las tendencias cada vez más exigentes de las aeronaves. De esta forma se inicia con
materiales básicos como tela y madera progresando a materiales de alta complejidad como los
materiales compuestos, pasando por el más usado, el aluminio.
2.1.1.- Madera y tela.
En las primeras aeronaves de la historia se usaron materiales rudimentarios como tela y
madera. La madera fue usada porque era de menor peso que los aceros de la época y su
reducido peso permitían alzar el vuelo con motores de poca potencia. La tela se usaba
fundamentalmente como el fuselaje externo. De esta forma proporcionaba el contorno
aerodinámico requerido y protegía a la estructura del avión basada en vigas, costillas y
refuerzos de madera. La madera y la tela, proporcionaban una resistencia adecuada con un
peso muy bajo. La madera en muchos aspectos se comporta como un material compuesto, por
cómo está constituida por capas, con mejores propiedades en la dirección longitudinal de la
fibra, tiene valores de módulo elástico y resistencias muy altos para su densidad. Los valores
de resistencia (en torno a 70-100 MPa dependiendo del tipo de madera) son mejores que los
de algunas aleaciones de aluminio, pero tenemos otros factores negativos, como que la
madera sufre cambios en su tamaño y sus propiedades con la variación de humedad y se ve
sometida al ataque biológico.
La madera fue utilizada hasta la segunda guerra mundial combinada con la tela. En la Segunda
Guerra Mundial se empleó en forma de laminados, en algunas estructuras y recubrimientos,
siendo el ejemplo más conocido el avión británico de Havilland DH.98 “Mosquito”.
2.2.2.- Acero
La combinación de madera y tela fue usada hasta que se comenzaron a desarrollar motores de
más potencia y aeronaves de mayores dimensiones y capacidad lo que implicaba un cambio en
los materiales estructurales del avión. Los nuevos diseños se fueron orientando hacia los
materiales metálicos de mayor peso que la madera pero con mejores prestaciones mecánicas.
Las primeras introducciones de materiales metálicos se basaron en aceros en formatos
tubulares obteniéndose unos aumentos considerables en el peso de las aeronaves, limitando
así su uso. En esta etapa se combinada acero tubular con estructuras de madera siendo estas
cada vez más incapaces de resistir el aumento de esfuerzos requeridos por el avión.
El acero tiene buenas cualidades respecto a resistencia, pero su densidad es excesiva y tiene
graves problemas de corrosión. Ya en la primera Guerra Mundial Junkers empleó chapas de
aluminio corrugado para ahorrarse el peso de los rigidizadores y crear el primer avión
enteramente metálico relegando el uso de la madera. Fokker empleó la estructura del tubo de
acero recubierta de tela. En el acero hay que evitar que en su uso entre en contacto con otras
aleaciones, ya que se puede generar corrosión galvánica. En la actualidad no ha podido ser
sustituido su uso en la fabricación de algunos componentes, como pueden ser el tren de
aterrizaje, herrajes, bancadas de motor...Su coste es inferior al de otro tipo de aleaciones
6
como el titanio. Es tres veces más pesado que el aluminio, pero también tres veces más
resistente.
2.2.3.- Aluminio
En el siglo XIX el aluminio era tan caro de producir que era considerado un metal semiprecioso.
Además las cualidades del aluminio sin alear ni refinar, dejaban mucho que desear, como para
pensar en él para algún uso industrial (la resistencia del aluminio aleado es de 6 a 8 veces
superior al aluminio sin alear).
Sin duda la investigación, introducción y empleo del aluminio, con sus propiedades únicas
supusieron un alivio para los contratistas del sector civil y militar. Ligero, liviano con respecto
al acero y resistente, permitió extender un poco más una envolvente de vuelo que estaba
comenzado a encontrar su límite tanto en la aerodinámica conocida como en los motores de
pistón utilizados.
A partir de la Primera Guerra Mundial, el desarrollo de sus aleaciones, y la necesidad de un
metal menos pesado que el acero, lleva a su implantación masiva en la aviación, y hasta
nuestros días ha sido el material más usado en aeronáutica por su adecuada resistencia, baja
densidad, conocimiento de sus técnicas de fabricación (forjable, fácil de trabajar y reparar, fácil
mecanizado). Sin embargo tiene los siguientes inconvenientes, envejecimiento (con el tiempo
sus propiedades mecánicas se alteran), pequeños arañazos pueden causar grandes daños en
una pieza en servicio, uso limitado por temperatura.
En 1909 se descubre el duraluminio. Se trata de la aleación de Al con un determinado % de Cu
y de Mg que se puede trabajar de una forma muy sencilla, tras un calentamiento hasta unos
480ºC y su rápido enfriamiento. Durante unas horas se podía doblar y conformar fácilmente,
después, recuperaba sus propiedades mecánicas.
Pueden distinguirse actualmente tres grupos de aluminios, los más conocidos en aeronáutica
son la serie dos mil y la siete mil.
Al-Cu (duraluminio, serie 2XXX). Suele emplearse en las zonas del aparato que trabajan
a tracción
Al-Cu-Ni.
Al-Zn (serie 7XXX). Se empezó a emplear en la Segunda Guerra Mundial por su alta
resistencia estática. Sin embargo el alto índice de atrición no permitió comprobar un
grave problema que arrastraba: la corrosión bajo tensiones (SCC- Stress Corrosion
Cracking) o aparición de grietas debido a la existencia de esfuerzos internos dentro de
las piezas debido a los tratamientos térmicos. Por ello suele emplearse a compresión,
como en el recubrimiento del extradós. Las distintas modificaciones de esta aleación
han intentado conseguir una reducción de su densidad, más que un aumento de su
resistencia.
Al-Li. Esta aleación es muy ligera y tiene buena resistencia a la corrosión, pero tienen
mal comportamiento en lo referente a la propagación de grietas.
El histórico vuelo del X-1 en 1947 supuso el fin de una era y el comienzo de otra: la era del
reactor. Mayores actuaciones, mayor consumo de combustible asociado al mayor empuje y
7
con ello mayores demandas estructurales, sobre todo en el caso de la aviación de combate,
que veía como los factores de carga se multiplicaban como resultado del aumento de
prestaciones. Con ello también aumentaba la tasa de riesgo de fatiga estructural por vuelo; era
necesario algo más que pronto llegó: el titanio.
2.2.4.- Titanio
El titanio es un material con la mitad de densidad del acero y mejores propiedades mecánicas
para la aeronáutica, tales como, una menor inclinación a sufrir corrosión y mayor resistencia a
la fatiga.
La densidad del titanio está entre la del aluminio y la del acero. Se comporta bien ante la
corrosión y antelas altas temperaturas (400 – 500ºC). Sin embargo sus propiedades se
degradan en ambientes salinos y su coste es 7 veces superior al del aluminio.
Los principales usos del titanio son en estructuras de aviones militares y civiles (en los aviones
civiles su cantidad es mucho menor), recubrimientos y protecciones térmicas, toberas...
2.2.5.- Materiales compuestos o composites.
Los aviones a lo largo de la historia han tenido la tendencia de ir ganando peso, penalizando el
alcance máximo. Ya hemos mencionado algunos factores críticos a considerar en un avión: las
actuaciones, el consumo y el peso. En realidad, todo está interrelacionado, en tanto en
aviación, ya sea militar o civil, el aumento de peso de un avión se traduce, entre otras cosas,
en un menor alcance o radio de acción, alcance que disminuye aún más si se tiene en cuenta la
necesidad de motores que proporcionen el aumento de empuje necesario que contrarreste el
aumento de peso, es decir, mayor consumo específico de combustible. A este factor se le
añade otro de vital importancia: la reducción de costes asociados al mantenimiento de una
aeronave y la mayor seguridad en vuelo, disminuyendo o eliminando el riesgo de fractura o
rotura estructural por fatiga, algo completamente catastrófico.
De esta forma, el objetivo estaba claro: conseguir disminuir el peso aún más empleando las
nuevas tecnologías disponibles, afinar la aerodinámica y a la vez, desarrollar nuevos motores
que a igualdad o superioridad de empuje se obtuviese un menor valor de consumo específico.
Es precisamente en lo que respecta a la disminución de peso y a la obtención de un mayor
alcance operativo, junto con el incremento de la seguridad en vuelo y el retraso de la aparición
del fenómeno de la fatiga en componente aeronáuticos, lo que llevó a finales del siglo XX a
incorporar paulatinamente los materiales compuestos.
2.2 PRINCIPIOS BÁSICOS DE MATERIALES COMPUESTOS
Los materiales compuestos se producen cuando dos o más materiales identificables distintos
se unen para formar una combinación de propiedades que no pueden obtenerse en los
materiales originales. Con esta definición se puede entender que existen gran variedad de
materiales compuestos, ya que se trata de una combinación de dos o más materiales
diferentes formando un solo material. Los materiales compuestos usados para estructuras
8
aeronáuticas pertenecen a la clase conocidas como “fibras compuestas” formadas por fibras
continuas unidas en una matriz de resina o plástico
Las construcciones de plásticos reforzados con fibras son, en muchos casos, elementos
superiores a los construidos con materiales convencionales, esto no sólo se debe a sus
particulares cualidades específicas de densidad, sino también a la libertad de conformación
posible. En contraposición al uso delos materiales isotrópicos convencionales, el constructor
puede diseñar las propias características del material, al emplear los materiales anisotrópicos
composites. Este "grado de libertad" añadido permite construcciones totalmente nuevas. La
dependencia de la geometría ya no es obligatoria al utilizar plásticos reforzados con fibras. Ya
que es posible "construir" el material.
En este tipo de materiales las fibras proveen al compuesto de las propiedades estructurales,
mientras que la matriz sirve principalmente para enlazar las fibras formando solo una entidad.
Para aplicaciones aeronáuticas, las principales fibras que se han usado son de grafito (fibra de
carbono), aramida (kevlar), boro y vidrio, y el principal material de la matriz es resina epóxica.
No existe una uniformidad en los nombres dados a los materiales compuestos; una práctica
usual es escribir el nombre en un formato “fibras / matriz”. En la terminología antes
mencionada, podríamos ejemplificar estos compuestos como:
- Grafito/epóxica, comúnmente conocida como fibra de carbono.
- Boro/epóxica.
- Vidrio/epóxica.
- Aramida/epóxica, fue desarrollada por Du Pont y es conocida como Kevlar.
A continuación se estudiarán los diferentes tipos de fibras y matrices existentes, así como sus
combinaciones y propiedades.
2.3 SISTEMAS DE FIBRA
Cuando se combinan con una matriz, las fibras de refuerzo son las que dan la resistencia
primaria del compuesto. Existen cinco tipos comunes de fibras de refuerzo:
- Fibra de vidrio
- Aramida
- Fibra de carbono
- Fibra de Boro
- Fibras cerámicas
Estos materiales básicos pueden ser usados en combinación con otros tejidos híbridos en
patrones específicos (ciencia de las fibras), en combinación con otros materiales como
espumas rígidas o simplemente en combinación con varios materiales para matriz. Cada
compuesto en particular provee ventajas específicas.
2.3.1 Tipos de fibras
9
En la actualidad, las fibras más usadas son: fibra de vidrio, aramida y fibra de carbono. El boro
es la única fibra que va declinando su uso debido a su peligrosidad. Las fibras cerámicas tienen
un papel testimonial en aplicaciones muy concretas.
Las fibras son las encargadas de otorgar resistencia a los materiales compuestos.
2.3.1.1 Fibra de Vidrio
Como su nombre lo indica, la fibra de vidrio consiste de pequeñas cuerdas de gel de sílice
fundido, las cuales luego son tejidas y tramadas en forma de tela. Existen varios tipos de trama
de tejido disponibles, dependiendo de la aplicación en la que se va a usar. Su amplia
disponibilidad y su bajo costo, la hacen que se constituya en uno de los sistemas de fibra más
difundidos. La fibra de vidrio pesa más y tiene menor resistencia que la mayoría de fibras. La
fibra de vidrio en el pasado ha sido usada para aplicaciones no estructurales. El tejido era
pesado y se usaba con resinas de poliéster, las cuales hacían al compuesto quebradizo. La fibra
de vidrio se ha beneficiado con el aparecimiento de nuevas fórmulas de matrices.
Existen dos tipos comunes de fibra de vidrio
- E-glass. Es también conocida como eléctrica, debido a su alta resistividad. Es un vidrio
de boro silicato el cual es el más comúnmente usado.
- S-glass. Es un vidrio magnésico-alumínico-silicato, el cual es usado donde una alta
resistencia a la tracción es requerida.
En la Figura 1 se muestra una imagen de fibra de vidrio.
Figura 1.- Fibra de vidrio
Cuando es usada con nuevos tipos de matriz, y con una correcta aplicación de la ciencia de las
fibras, se convierte en un excelente elemento de refuerzo, aplicable a usos avanzados. Algunos
de los nuevos compuestos a partir de fibra de vidrio se comparan favorablemente en términos
de relación resistencia-peso con los tradicionales materiales de aluminio. Combinado
adecuadamente con otras fibras más caras como el Kevlar o fibras de carbono, puede producir
un material híbrido de bajo costo y alta resistencia.
2.3.1.2 Fibra de aramida
10
La fibra aramida (ver Figura 2) se caracteriza por su color amarillo, bajo peso, excelente
resistencia a la tracción y notable flexibilidad. Son fibras de poliamida, relacionadas con el
nylon, pero diferentes y con propiedades superiores. El Kevlar es una marca registrada de Du
Pont Company y es la aramida más conocida y más difundida. El Kevlar se estira mucho antes
de romperse. La resistencia a la tracción del aluminio aleado es cerca de 65000psi, o cerca de
¼ de un compuesto de Kevlar. No obstante, el objetivo en la aviación no es siempre tener una
parte resistente, sino preferiblemente tener una parte de bajo peso. Usando refuerzos de
Kevlar, un componente puede ser fabricado con la resistencia de un metal pero con una
fracción de su peso.
Figura 2.- Fibra de aramida
El Kevlar estructural usado en aviación es conocido como Kevlar 49. Kevlar 129 es un material a
prueba de balas. Estos materiales se diferencian en el tejido, peso y proceso de fabricación.
La aramida es un material ideal para usarse en aviación, en partes que están sujetas a grandes
esfuerzos y vibraciones. Pero la aramida también tiene sus desventajas. Los mayores
problemas son causados debido a que la aramida se estira. Taladrar la aramida puede ser un
problema cuando el taladro agarra una fibra y la estira hasta el punto de la ruptura. Este
material parecerá rizado. Si el material rizado alrededor del agujero no se elimina o no se sella
puede absorber humedad. La humedad en forma de agua, aceite, gasolina o fluido hidráulico si
bien no daña a la aramida, pueden causar problemas con los sistemas de resina usados
causando su deterioro, lo cual puede causar que las capas de la lámina se separen. Los rizos
alrededor del agujero taladrado también pueden impedir a un remache asentar
apropiadamente lo qué puede causar mala funcionalidad en la junta.
2.3.1.3 Fibras De Carbono (Grafito)
La fibra de carbono y la fibra de grafito se refieren al mismo material. Esta fibra negra es muy
fuerte y dura, usada por sus características de rigidez y resistencia. Las fibras de carbono son
usadas para fabricar componentes de estructuras primarias tales como costillas y superficies
alares.
11
Figura 3.- Fibra de carbono
La fibra de carbono es más fuerte en resistencia de compresión que el Kevlar, sin embargo es
más quebradiza que el Kevlar. La fibra de carbono es corrosiva cuando se junta con aluminio.
2.3.1.4 Fibra de Boro
Las fibras de boro son hechas depositando boro sobre un filamento delgado de tungsteno. La
fibra resultante es de cerca de 0.004 pulgadas de diámetro, tiene excelente resistencia a la
compresión y dureza. Debido a que trabajar con boro puede ser peligroso debido a su
toxicidad además de caro, no es comúnmente usado en aviación. En caso de necesitar las
propiedades de la fibra de boro se realizan materiales híbridos a partir de otras fibras.
2.3.1.5 Fibras Cerámicas
Las fibras cerámicas son usadas en aplicaciones donde es necesario alta resistencia a la
temperatura. Esta tipo de fibras conserva sus propiedades hasta temperaturas de hasta 1200
grados C. Los azulejos en un trasbordador espacial son hechos de un compuesto cerámico
especial que es resistente al calor y lo disipa rápidamente.
2.4 SISTEMAS DE RESINA
La resina es la matriz en un material compuesto tiene tres principales funciones:
- Sostener juntas a las fibras
- Distribuir la carga entre las fibras
- Proteger las fibras del medio ambiente
El material ideal del que una matriz es hecha debe ser, inicialmente un líquido de baja
viscosidad que puede ser rápidamente convertido a un sólido duro y duradero,
adecuadamente ligado a la fibra de refuerzo. Mientras que la función del refuerzo fibroso es
llevar la carga en el material compuesto, las propiedades mecánicas de la matriz pueden
afectar significativamente la forma y la eficiencia con la cual las fibras operan. La matriz ayuda
a una distribución más uniforme de los esfuerzos entre todas las fibras, haciendo que todas
sufran el mismo esfuerzo.
2.4.1 Tipos de resina
Los sistemas de matriz de resina son un tipo de plástico. Existen dos categorías generales de
plásticos: termoplásticos y termoestables. Estos son los dos tipos fundamentales de plásticos,
12
con base en sus características de deformación a temperaturas elevadas. Como su nombre lo
indica, un material termoplástico se deforma con la temperatura, en tanto que un
termoestable tiene forma permanente y no se deforma con la temperatura.
Las resinas termoplásticas son aquellas que usan calor para el conformado en la forma
deseada, la cual no es necesariamente permanente pues puede revertirse si se calienta
nuevamente el material. Se pueden derretir y moldear una y otra vez por calentamiento y
enfriamiento, lo que permite utilizar nuevamente los desperdicios. En general, los
termoplásticos ofrecen mayor resistencia al impacto, más facilidad de tratamiento y
adaptabilidad a diseños complejos que los termoestables.
Los termoestables son resinas que experimentan un cambio químico, llamado curado, durante
su elaboración a fin de formar estructuras. Por tanto, no se pueden fundir y procesar de
nuevo. Las resinas termoestables usan calor para su conformado en la forma deseada pero
esta se vuelve permanente en un proceso irreversible. Los desperdicios de polímeros
termoestables deben ser desechados o utilizados como relleno de bajo costo en otros
productos. Los termoestables se suministran en forma líquida o como polvo de moldeo, siendo
la primera, la forma más común de distribución comercial. Cuando aún no han sido curados,
los termoestables se pueden moldear para darles la forma del producto terminado, para
después curarlos mediante productos químicos (agentes de curado) o calor.
2.4.1.1 Sistemas De Resina Epóxica
Las resinas epóxicas son un tipo de resinas termoestables. Son conocidas por su excelente
capacidad de adhesión, resistencia a esfuerzos, resistencia a la humedad y a los químicos, y por
ofrecer una o más de las características siguientes:
- Gran estabilidad térmica
- Resistencia a la fluencia ya la deformación con carga
- Gran estabilidad dimensional
- Gran rigidez y dureza
Estas ventajas son adicionales a la ligereza y a las excelentes propiedades de aislamiento
eléctrico que son comunes a todos los plásticos.
El sistema de resina habitualmente está acompañado por rellenos o refuerzos como partículas
minerales u orgánicas; fibras inorgánicas, orgánicas o metálicas; y tela o papel. El sistema de
resina, por lo general, contiene componentes como agentes de curado, endurecedores,
inhibidores y plastificantes. Los rellenos y refuerzos imparten la resistencia mecánica y la
tenacidad, y en ciertos casos las cualidades eléctricas.
Los epóxicos se utilizan como matriz con mucha mayor frecuencia en los materiales
compuestos: por ejemplo: epóxico con fibra de grafito. Para aplicaciones estructurales en
aeronaves comerciales y militares. Sus propiedades generales incluyen: tenacidad, menos
contracción durante el curado, buena resistencia a la intemperie, poca absorción de humedad,
curado sin desprendimiento de productos secundarios, y adhesión a una amplia gama de
superficies. Otras cualidades excelentes son: buenas propiedades mecánicas y térmicas,
excelente resistencia a la fatiga, sobresalientes propiedades eléctricas a temperaturas tanto a
13
bajas como a altas, excepcional resistencia al agua y resistencia general a la corrosión. La
propiedad de adhesividad convierte a los epóxicos en excelentes materiales para encapsular
componentes electrónicos y de otros tipos, para revestir casi cualquier material, como acero,
plástico y otros, y como adhesivos para unir materiales similares o diferentes, como plástico,
acero, aluminio, madera o vidrio.
2.4.1.2 Otros Sistemas De Resina
Resinas acrílicas:
En general son resinas muy costosas, su rango de temperaturas de uso va desde los 177° a los
232° C, razón por la cual se emplean en muy pocos productos de consumo. Su uso principal es
en conectores eléctricos de sistemas de comunicaciones en computación y aeroespaciales.
Resinas bismaleimidas:
Son polímeros de condensación resistentes a temperaturas muy altas. Las resinas
bismaleimidas presentan las misma características deseables que los epóxicos, pero con
intervalos de temperaturas de servicio más altos, de 205° a 232° C. Como tales, se emplean
como matriz en materiales compuestos para aviones de tipo militar y en el sector aeroespacial.
También se utilizan en la manufactura de tarjetas de circuitos impresos y como revestimientos
resistentes al calor.
Resinas melaminas:
Se conocen sobre todo por su extrema dureza, su excelente color permanente, y su resistencia
al fuego con auto extinción. Debido a que no imparten sabor ni olor a los alimentos sólidos y
líquidos, se utilizan para elaborar vajillas y artículos domésticos. Con las melaminas se utilizan
diversas clases de rellenos, a fin de satisfacer diversos requisitos. Para platos y artículos de
cocina, el relleno es de celulosa, para conseguir resistencia eléctrica se usan rellenos
minerales, y se agregan refuerzos de tela o de vidrio para mejorar la resistencia al impacto y a
la tensión.
Resinas fenólicas:
Son todavía termoestables de bajo costo y para usos generales que se adaptan a una multitud
de aplicaciones. Estas resinas tienen propiedades algo inferiores a las de los termoestables de
mayor costo, pero normalmente son más fáciles de moldear. Presentan excelente resistencia
al calor, una alta temperatura de flexión, buenas propiedades eléctricas, excelente
moldeabilidad y estabilidad dimensional y buena resistencia química el agua.
Resinas de urea formaldehído (UF):
Están disponibles en una amplia gama de colores, desde translúcidas, incoloras y blancas, las
hay de todos los colores hasta un negro lustroso. Son materiales no inflamables (auto
extinguibles), inodoros e insípidos. Las aplicaciones de las UF incluyen artículos sanitarios,
perillas, cierres, botones, accesorios eléctricos, laminados, etc.
14
2.5.- RESISTENCIA EN MATERIALES COMPUESTOS
La resistencia de un material compuesto depende de la trama del tejido del material, del
proceso de fabricación, de cómo la matriz es aplicada, la resistencia a la tracción del filamento
y el diseño de la parte. Las resistencias a la tensión de algunos de los materiales están dadas de
acuerdo a los parámetros de fabricación. Puesto que los compuestos usados en aviación se
usan con resinas, estas tienden a hacer más frágil la estructura, causando que se rompa a un
esfuerzo de tracción menor. Para determinar la resistencia de un material de refuerzo en un
laminado de 50% de fibra y 50% de resina, se toma la resistencia a la tracción de la resina
sumada a la de las fibras y se divide entre dos.
2.5.1.- Orientación de las fibras.
La ciencia que estudia la colocación selectiva de las fibras para lograr diferentes resistencias de
acuerdo a la aplicación es conocida como “ciencia de las fibras”. La resistencia y dureza de un
compuesto depende de la orientación de las láminas de acuerdo con la dirección de la carga.
Un metal tiene la misma resistencia en cualquier dirección independientemente de la dirección
de la carga. Por ejemplo la hoja del rotor de un helicóptero soporta gran esfuerzo a lo largo de
su longitud debido a la fuerza centrípeta. Si se construye de aleación metálica, la resistencia
será la misma en todas las direcciones, por lo cual se estará dando resistencia en lugares que
no lo necesitan. Si se fabrica de materiales compuestos, la hoja puede prestar la resistencia
adecuada de acuerdo a la colocación de las fibras con el fin de que su resistencia sea la
adecuada en los lugares que soportan mayor esfuerzo.
Las fibras de los materiales compuestos deben estar orientadas en la misma dirección de los
esfuerzos a soportar. Debido a que la mayoría de componentes sufren esfuerzos en varias
direcciones, una importante función del proceso de conformado es orientar las fibras en la
matriz en la dirección apropiada y seleccionar las proporciones adecuadas para obtener las
propiedades mecánicas deseadas. El proceso de conformado debe también definir la forma de
los componentes y las propiedades requeridas de la matriz.
Los elementos utilizados en aeronáutica hechos de composites son normalmente fabricados
por métodos de laminado, en los cuales las láminas del material o materiales a utilizarse son
colocadas una sobre otra, a manera de capas, con sus fibras orientadas a distintos ángulos
seleccionados previamente, luego de ser impregnados con resina, se espera su completo
curado, dependiendo del método a ser utilizado, a presiones y temperaturas controladas.
La configuración más utilizada en la formación de los laminados de composites, consiste en
capas orientadas a 0º, ± 45º y 90º, dichas direcciones están tomadas respecto del eje principal
sobre el que se encuentra aplicada la carga en la pieza a elaborar.
De forma general, las fibras orientadas a 0º son las que se ocupan de los esfuerzos principales
en esa dirección, las orientadas a ±45º, son la que resisten las cargas de torsión, mientras que
las fibras orientadas a 90º, son la que soportan las cargas transversales. La cantidad de capas
de fibras utilizadas en cada orientación, depende específicamente del tipo de aplicación en
particular que se vayan a utilizar.
15
El proceso de conformación de los composites por capas, es un proceso muy versátil de
fabricación. Por ejemplo, permite crear una amplia gama de espesores de los laminados,
permite la colocación de capas de refuerzo en sitios de cargas críticas, como en los alrededores
de orificios, inclusión de refuerzos o metálicos en sitios de uniones.
2.6.- EVOLUCIÓN DE MATERIALES COMPUESTOS EN LA AVIACIÓN.
Como ya sea comentado anteriormente los materiales compuestos son ideales en elementos
que requieren elevada resistencia y/o rigidez específica, caso común en todo diseño
aeronáutico. Las estructuras de material compuesto resultan más ligeras, más resistentes a la
corrosión, aerodinámicamente superiores y menos críticas frente a cargas cíclicas, aunque no
deben perderse de vista algunos problemas no totalmente resueltos en aspectos como
reparabilidad, inspeccionabilidad y mantenimiento, tolerancia al daño, conductividad
térmica/eléctrica o comportamiento electromagnético.
Los materiales compuestos confieren a los elementos estructurales unas mejores prestaciones
mecánicas específicas que se traducen en un significativo ahorro de peso. Menor peso implica
menor consumo de combustible y por lo tanto mayor respeto medioambiental. En cuanto a
necesidades de material, la aviación civil es, con diferencia, el segmento aeronáutico que
mayor consumo demanda, pero los materiales compuestos también están entrando con fuerza
en el resto de segmentos. A continuación se trata de mostrar de manera escueta cuál es la
situación actual, cuáles son las tendencias.
Figura 4.- Evolución de materiales compuesto en aeronaves
De forma genérica, la utilización de material compuesto (básicamente polímero reforzado con
fibra de carbono) en la industria aeronáutica puede estimarse en:
- Aeronaves comerciales: 21.000 Tm en 2007-2011 (33.000 Tm en 2012-2016).
- Aviación ejecutiva y general: 1.200 Tm en 2007-2011.
16
- Aeronaves de ala rotatoria: 3.000 Tm en 2007-2012.
- Aeronaves militares: 2.300 Tm en 2007-2011.
- Vehículos lanzadores: 1.500 Tm en 2007-2011.
La capacidad mundial actual de producción de fibra de carbono de grado aeroespacial se
estima en unas 60.000 Tm/año.
La evolución de la demanda de materiales compuestos por parte de AIRBUS GROUP se puede
ver en la Figura 5:
Figura 5.-Evolución de demanda de materiales compuestos en Airbus Group
A continuación se describen algunos aspectos relativos a las diferentes áreas de aplicación.
2.6.1.- Aviación civil
La introducción de los materiales compuestos en aviación civil tuvo sus inicios en los años 80
aunque con una repercusión muy pequeña en el total de las aeronaves, poco a poco el
porcentaje de materiales compuestos ha ido aumentando de manera significativa. En el caso
del Airbus A380, el uso de materiales compuestos alcanza casi el 25% del total de la estructura
y en el Boeing B787 llega a un 50% del peso estructural, del mismo orden que en el Airbus
A350XWB, que alcanza un 52%. Estos valores son quizás más indicativos cuando se expresan
en términos volumétricos (un B-787 tiene aproximadamente un 80% de estructura de
materiales compuestos en volumen).
A medida que ha ido aumentando la confianza en el uso de materiales compuestos se han ido
abordando desarrollos de piezas de mayor responsabilidad como alas y fuselajes.
En la Figura 6 se muestran las principales aplicaciones ejecutadas en materiales compuestos
en el Airbus A380.
En el caso del A380 destacan los siguientes aspectos:
- Aproximadamente el 25% del peso estructural en materiales compuestos.
- Aplicación innovadora en materiales compuestos en estructuras de alta
responsabilidad como la correspondiente al cajón de torsión central (para la unión
de las alas), en CFRP para reducir peso, o el fuselaje trasero.
17
- Aproximadamente el 90% de los materiales compuestos son termoestables a pesar
de que se han incrementado los materiales compuestos termoplásticos.
Este porcentaje se ha incrementado notablemente en el A350XWB, donde se incorpora, como
ya se ha dicho, un 52% de la estructura en materiales compuestos, incluyendo fuselaje y alas.
En la Figura 7 se muestra un gráfico de los diferentes materiales usados en el A350.
Figura 6.- Materiales compuestos en el A380.
Figura 7.- Materiales compuestos en el A350
18
El uso de estos materiales puede ser aún más extendido si cabe, en ciertos programas de otros
sectores de la aviación civil, como lo son la Aviación Ejecutiva y la General, en especial los VLJ
(de mayor proyección en EE.UU.).
2.6.2.- Aviación militar.
De la misma manera, como se puede observar a continuación, también en aviación militar, la
utilización de los materiales compuestos ha sufrido un avance importante tanto en EE.UU.
como en Europa.
Figura 8.- Materiales compuestos en el EF200.
La introducción “seria” de los materiales compuestos en aviación militar se produjo en la
década de los 70. En las Figura 8 y Figura 9 se recogen ejemplos concretos de estructuras y
componentes del EF2000 fabricados en materiales compuestos.
Figura 9.- Panel del ala en material compuesto del EF200
19
En aviones de combate actualmente en servicio y de diseño reciente, el empleo de material
compuesto oscila entre el 20% y el 40% en peso de estructura.
El A400M también supuso un hito en la aplicación de los materiales compuestos en la aviación
militar. Con el fin de reducir el peso, el 30% por ciento de la estructura del A400M está hecha
de materiales compuestos. Las partes realizadas en composite incluyen la mayor parte de las
alas, (por primera vez en la historia), así como los largueros principales. Además, casi toda la
cola (los estabilizadores horizontal y vertical y las superficies de control), la puerta de carga
trasera, los sponsons (carenados aerodinámicos alrededor del área del tren de aterrizaje) y las
palas de la hélice (con recubrimiento de Kevlar) están hechas de material compuesto. Los
paneles del revestimiento del ala (19 m) son el más grande jamás producido. En la Figura 10
se puede ver el cajón central y las alas fabricadas en composite del A400M:
Figura 10.- Cajón central y alas del A400M
2.6.3.- Helicópteros.
En los helicópteros de última generación se realiza en gran proporción, aproximadamente un
85% en peso de la estructura primaria, en materiales compuestos. En la Figura 11 se recoge, a
modo de ejemplo, algunas de las aplicaciones en materiales compuestos para helicópteros.
Figura 11.- Materiales compuestos en helicópteros.
20
La tendencia en el uso de materiales compuestos en helicópteros se muestra en la Figura 12.
Figura 12.- Tendencia de materiales compuestos en helicópteros.
2.6.4.- UAS.
En los últimos años se están desarrollando multitud de proyectos de aviones no tripulados
(“Unmanned Aerial Systems” o UAS), con una actividad muy destacada en España (ATLANTE,
BARRACUDA, NEURON, SIVA y TALARION). Cabe destacar que el Proyecto ATLANTE está
concebido con un 68% de su estructura en materiales compuestos. Al igual que en el resto de
segmentos aeronáuticos, la mayor parte de los UAS´s utilizarán materiales compuestos en
porcentajes muy elevados.
2.6.5.- Aplicaciones espaciales.
Los materiales compuestos se han utilizado con profusión en el espacio desde el inicio de su
desarrollo, debido al ahorro de masa obtenible con dichos materiales en las estructuras
espaciales. Como dato significativo el coste de 1 kg de carga de pago en órbita geoestacionaria
es mayor de 20.000 €, por lo que cualquier ahorro de masa en la estructura del satélite o de la
parte alta del lanzador, queda suficientemente justificado por dicha cifra. En las dos últimas
décadas del siglo pasado, se utilizaron en el espacio materiales compuestos muy sofisticados
(fibras de boro, fibras de muy alta conductividad térmica y muy alto módulo, etc.) dado que el
ahorro de masa y las prestaciones estaban por encima de cualquier consideración de coste. En
el siglo XXI, estas consideraciones de coste y, ahora en mayor grado, de disponibilidad, hacen
que se traten de utilizar materiales comunes con la aeronáutica, dejando sólo para
aplicaciones muy específicas los demás materiales “sofisticados”. Además, las razones de
coste, han hecho que la incorporación de tecnologías automatizadas de fabricación,
ampliamente utilizadas en aeronáutica, sean una realidad también en el espacio.
21
Las aplicaciones más significativas en el ámbito espacial corresponden con los lanzadores y los
satélites. A continuación se comenta brevemente la utilización de los materiales compuestos
en ambos casos.
2.6.5.1.- Lanzadores.
La cantidad de material compuesto utilizada en los lanzadores, Ariane 4 (7%) y Ariane 5 (16%),
es menor que las actuales de la industria aeronáutica, debido a que la ganancia de masa en la
carga de pago depende del tiempo que la estructura del lanzador acompaña a ésta durante la
fase de lanzamiento. Así, mientras que en las etapas superiores la ganancia es del 100%, por lo
que se utilizan masivamente estructuras en material compuesto de fibra de carbono, en la
primera etapa queda reducido al 7%, por lo que se utilizan estructuras metálicas.
2.6.5.2.- Satélites.
Los materiales compuestos de fibra de carbono con matriz epoxi se utilizan ampliamente en las
estructuras de satélites, habiendo desplazado a las aleaciones de aluminio, salvo donde la
conductividad térmica es un requisito primario. La necesidad de estas estructuras de tener una
alta rigidez específica hace que se utilicen fibras de carbono con módulos mayores a 500 GPa.
En lo que se refiere a la carga de pago, los materiales compuestos se utilizan donde se
requieren grandes estabilidades dimensionales ante las grandes variaciones térmicas (-150º C
a +150º C) del ambiente espacial, usándose configuraciones de materiales de fibra de carbono
con coeficientes de dilatación térmica cercanos a cero. Además, las necesidades de estabilidad
dimensional en el vacío, hacen también que se utilicen para esta aplicación sistemas
cianoesteres, con casi nula absorción de humedad.
2.7.- PROCESO DE FABRICACIÓN DE COMPOSITES
A continuación se explica de forma breve el proceso de fabricación ampliamente utilizado en el
sector aeronáutico. Los pasos a seguir son los siguientes:
2.7.1.- Preparación del molde.
De forma general los elementos de material compuesto se fabrican en un molde que
reproducen la superficie exterior a conseguir. Esta superficie suele ser la de mayores
requerimientos aerodinámicos. En la Figura 13 se observa un ejemplo de estos moldes. Estos
moldes también nos sirven como utillaje de vacío comúnmente conocido como PEAU.
22
Figura 13.- Utillaje de curado.
2.7.2.- Colocación de telas.
En este proceso se colocan las diferentes telas que seuelen ser de material preimpegnado. Este
tipo de telas ya contienen la resina que será la matriz del material compuesto a fabricar. Este
proceso se debe hacer en salas limpias a temperatura y humedad contraladas, ya que se puede
iniciar el proceso de curado de la resina inadecuadamente y al tratarse de materiales
termoestables este proceso será irreversible. La colocación de las telas se puede hacer de
forma manual o de forma automática (ATL o AFP). En la Figura 14 se muestra una máquina de
encintado automático (ATL)
Figura 1413.- Máquina de ATL.
23
2.7.3.- Integración de larguerillos.
Una vez que se dispone de las telas colocadas en la composición y forma orientadas se procede a la colocación de larguerillos. Los larguerillos son piezas, generalmente con sección “T”, fabricadas en composite y que darán rigidez a la pieza final. En la Figura 15 se puede observar la integración de larguerillos en un revestimiento.
Figura 15.- Integración de larguerillos
2.7.4.- Bolsa de vacío.
A continuación se procede a colocar una bolsa de vacío sobre el conjunto formado por las telas
y los larguerillos. Se extrae todo el aire de este conjunto eliminando posibles porosidades en el
material compuesto.
Figura 16.- Bolsa de vacío.
24
2.7.5.- Curado.
Todo el conjunto preparado anteriormente se introduce en un horno o autoclave a una
temperatura y presión controlada durante un tiempo controlado. En este horno se produce el
proceso de curado de la resina, por tanto debe ser un proceso muy controlado.
Figura 17.- Autoclave.
2.7.6.-Ensayos no destructivos.
Para comprobar que el ciclo de curado ha sido el adecuado las piezas se someten a ensayos no
destructivos, generalmente mediante ultrasonidos, donde se detectan posibles porosidades y
defectos. Estos procesos también pueden estar automatizados. En la Figura 18 se observa un
centro de medición por ultrasonidos controlado mediante control numérico.
Figura 18.- Medición por ultrasonidos.
25
2.7.7.- Recanteo y taladrado.
En este paso se consigue la geometría final de la pieza y los taladrados de unión de la pieza a
otros elementos. Es un proceso que se puede hacer de forma manual o mediante mecanizado
por control numérico. Se trata del proceso en el centraremos el proyecto. En la Figura 20 se
muestra un centro de recanteo por control numérico.
Figura 19.- Centro de recanteo de 5 ejes.
2.7.8- Pintura.
Tras conseguirla geometría final de la pieza, se procede a realizar un sellado de bordes en los
bordes recanteados así como una protección de todas las superficies mediante pinturas. En la
Figura 21 se muestra una cabina de pintura.
Figura 20.- Cabina de pintura
26
2.8.- ENCINTADO AUTOMÁTICO
Como se ha comentado anteriormente los elementos que componen nuestro producto a
recantear están fabricados mediante la técnica del encintado automático. A continuación se
describe brevemente en que consiste este método así como las ventajas e inconvenientes
respecto a la fabricación tradicional de elementos de fibra de carbono.
En sus inicios la fabricación de elementos de fibra de carbono en la industria aeronáutica (la
pionera en esta técnica) se hacía usando láminas de material preimpregnado en resina epóxica
(prepreg) parcialmente curada que se colocaba sobre una mesa grande. A continuación se
recortan trozos de la lámina prepreg y se colocan unos sobre otros en un molde para formar
un laminado. Las capas pueden colocarse en distintas direcciones para producir el patrón de
resistencia deseado, ya que la más alta resistencia de cada capa se encuentra en la dirección
paralela a las fibras. Las formas más comunes de presentación son:
Tape (cinta): buenas propiedades en una dirección. Siempre llevan un aglutinante
líquido que puede ser un catalizador para el curado y la propia resina ya se epóxica,
fenólica, etc.
Fabric (tejido): Fundamentalmente orientación 0 y 90 º, propiedades ortotrópicas. Si
las fibras del tejido se orientan en otras direcciones se mejoran las propiedades
mecánicas del material en la orientación en la que se han añadido estas fibras.
Los actuales ritmos de demanda han hecho que la fabricación de piezas de fibra de carbono
haya tenido que dejar de lado su parte más artesanal y empezar a encontrar formas de
automatizado eficaces y fiables. Así han sido dos sistemas de laminado automático los que se
han impuesto en los últimos tiempos: ATL (Automated Tape Laying) y AFP (Automated Fiber
Placement).
Esta tecnología, impulsada principalmente por la industria aeroespacial, pero con rápida
aplicación a otras industrias de composite, automatiza la producción, tan necesaria en un
sistema de entregas de piezas seriables a gran escala, con una gran demanda de elementales
de gran tamaño de material compuesto y con poco tiempo para su fabricación y de gran
precisión.
Estos avances han permitido además, la producción de estructuras grandes y reforzados de
fibra de carbono que antes eran simplemente inalcanzables.
Las tecnologías ATL son procesos que utilizan la robótica guiada por ordenador para establecer
una o varias capas de cinta de fibra continua impregnada de resina sobre un molde para crear
una pieza o estructura. Estos procesos son funcionalmente similares, aunque cada uno se
utiliza de manera diferente dependiendo del tipo de pieza a fabricar.
A continuación veremos más detalladamente cada una de estas tecnologías.
2.8.1.- ATL (Automated Tape Laying).
Este sistema introducido por primera vez en la década de 1980, permite la rápida aplicación de
bandas pre-impregnadas de material compuesto a cualquier superficie plana o curvada. Este
27
método permite la aplicación de capas tanto individuales como apiladas en capas, en la
superficie de la pieza con la orientación correcta.
La tecnología ATL (o máquina de encintado automático) establece la fibra en forma de cinta
unidireccional pre-impregnada o tiras continuas de tela, en lugar de arrastres individuales. Este
sistema es más versátil, permitiendo que se rompa el proceso y se cambie fácilmente la
dirección de orientación de la fibra. Los sistemas de ATL se pueden aplicar tanto para
materiales termoestables como termoplásticos.
La cabeza de colocación de fibras, normalmente está conectada a un sistema de pórtico
vertical, el cual va acompañando al cabezal. Esta configuración se elige para la fabricación de
piezas grandes, donde la longitud de las bandas son grandes.
En el caso de ATL, el cabezal incluye un carrete o carretes de cinta, una bobinadora, guías de
devanado, una herramienta de compactación, un sensor de posición y un cortador de la cinta.
La tecnología ATL fue muy extensivamente utilizada durante los años 80 sobre todo por la
industria militar (por ejemplo en el bombardero B2). Sin embargo, durante los años 90 empezó
a perder predicamento debido a las limitaciones de uso. Cobraron entonces importancia
técnicas como AFP o RTM.
No obstante, en los últimos años se ha vuelto a su uso en nuevos programas aeronáuticos ya
que las grandes compañías han aprendido a sacar el máximo provecho de la gran cantidad de
output que esta técnica puede llegar a dar.
Ventajas:
Permite fabricación de piezas de tamaños mayores y más complejas.
Reduce tiempos de fabricación.
Aumentar la precisión, repetitividad y la calidad
Disminución del peso. La unidireccionalidad de la fibra provoca un aumento de
propiedades mecánicas en espesores menores.
2.8.2.- AFP (Automated Fiber Placement).
También conocida como máquina de colocación automática de fibras comenzó como un
proyecto de desarrollo en el año 1982 entre Boeing y Cincinnati Machine Tools, después del
desarrollo inicial de Cincinnati presentó una patente en 1989, pero no fue hasta 1990 cuando
comenzó la producción con esta tecnología.
La tecnología AFP consiste en la aplicación automática varias bandas pre-impregnadas
individuales a través de un mandril a alta velocidad, utilizando una cabeza de colocación de
control numérico repartiendo, fijando, y cortando cada banda durante la colocación. Una vez
conformada, la pieza se cuece literalmente en la autoclave, el gran horno que las deja
acabadas después de someterlas a 180 grados de temperatura.
La ventaja más destacable de esta tecnología es la longitud de corte mínima de las capas de la
superficie de la pieza y el espesor de las bandas (normalmente menores de 8 mm.) pudiendo
resolver piezas con contornos muy complejos. El cabezal de colocación de fibras es posible
28
controlarlo mediante un brazo robótico, teniendo la ventaja de aplicar fibras pre-impregnadas
en 6 grados de libertad.
En el sistema AFP, las bandas son suministradas desde bobinas situadas cerca del cabezal de
aplicación. El número de bandas utilizadas por un cabezal, depende de los requisitos de
anchura de la pieza y puede variar desde uno o dos a 32 simultáneamente.
Ventajas
La velocidad de deposición
Reducción de los desechos
Mejora de la uniformidad parte a parte
Reducción de peso
Permite la dirección de las fibras
Permite una mayor complejidad de los componentes y funciones.
Esta tecnología de laminado es la utilizada para fabricar el cono de cola (la sección 19.1) del
avión A350 XWB.
En la actualidad, la tecnología AFP está permitiendo no sólo construir piezas determinadas,
sino llegar a construir una cabina de una sola vez, sin fisuras, toda en fibra de carbono.
2.8.3.- AFP vs ATL
La tecnología AFP, está más indicada para superficies más estrechas y más fáciles de
manipular que las que normalmente usan la tecnología ATL. Las superficies que se adaptan a la
fabricación AFP es cuando se aplica el material sobre una superficie curva o contorno
complejo, donde están limitados por el número de bandas aplicadas, la anchura total de las
pasadas y la longitud de las bandas pre-impregnadas.
La ATL es más eficaz cuando son necesarias grandes cantidades de material sobre una
superficie relativamente grande plana o mínimamente contorneada (como el ala de un avión),
y proporcionando una alta velocidad de aplicación en dicha superficie, generalmente por
tanto, serán piezas sencillas de gran extensión.
Por tanto la elección de la tecnología ATL, se realizará si las piezas a fabricar presentan poca
complejidad o irregularidades de su superficie y es necesario hacerlo de forma rápida. En
cambio AFP, siendo el proceso más lento, es la mejor opción para las piezas donde la fiabilidad
de contornos complejos supera la necesidad de velocidad de producción.
Con ciclos cortos, una máquina de AFP gasta proporcionalmente más tiempo en la realización
de tareas que no están directamente involucrados en la aplicación de la fibra como: en la
aceleración y desaceleración a través del ciclo, cortar fibras al final de un ciclo y dar la vuelta
antes de comenzar la próxima fila de fibras. Y cuando la anchura del ciclo de la fibra (número
de bandas pre-impregnadas) o el tipo de fibra necesita ser cambiado, se pierde aún más
tiempo de producción que con ATL que por el contrario, para los ciclos largos y velocidades
más altas no es tan dependiente del tiempo de parada de maquina afectan a la productividad.
29
Finalmente desde un punto de vista de la calidad, estas tecnologías producen un producto de
calidad constante y no dependen de trabajos más artesanales donde la calidad es más
dependiente de la experiencia y el buen hacer de la mano del operario. Aunque por supuesto,
la rentabilidad de esta gran inversión en maquinaria, depende en parte de los tipos y la
cantidad de piezas demandas, desaconsejable por tanto para piezas pequeñas, muy complejas
y con lead time largo, para poder realizar las operaciones auxiliares necesarias a la pieza.
En la Figura 21 se comparan ambas tecnologías con datos técnicos.
Figura 21.- ATL vs AFP
30
31
CAPÍTULO 3.- ESTUDIO DEL PRODUCTO A RECANTEAR.
En esta etapa se realiza la recopilación de toda la información necesaria para conocer a fondo
el producto. De esta forma, para el desarrollo de estas tareas se cuenta con la participación del
personal de distintas áreas involucradas en el proyecto: Calidad, Ingeniería/Producción e I+D.
Puede considerarse que esta etapa se estructura en cuatro bloques fundamentales:
Tipo de material y proceso de fabricación del producto. Se estudia el tipo de material
compuesto utilizado en la fabricación del producto y la forma de fabricarlo a nivel de
composite.
Geometría de las piezas a recantear. Características principales que definen la forma
de las piezas tras el proceso de recanteo.
Tolerancias y referencias de recanteo y taladrado. Se analizan los requisitos del
proceso de recanteado y los requerimientos establecido en la normativa y/o por la
documentación del cliente (planos y modelos 3D).
Verificación. Se analiza la formar de medir y asegurar las tolerancias en los procesos de
recateo y taladrado.
3.1.- TIPO DE MATERIAL Y PROCESO DE FABRICACIÓN.
3.1.1.- Tipos de materiales
En primer lugar se lleva a cabo un estudio del tipo de material y del proceso de fabricación a
nivel de composite de los elementos a recantear.
Existen dos tipos básicos de materiales poliméricos: termoplásticos y termoestables.
Resinas termoestables: El proceso de fabricación se basa en aplicar calor para producir
el curado. No tienen un tiempo de almacenaje ilimitado (acaban endureciéndose con
el tiempo).
Resinas termoplásticas: a diferencia de las termoestables se endurecen conforme se
enfrían. Tienen períodos de almacenaje muy largos.
Nuestro producto está compuesto por varios elementos de resinas termoestables.
ABS5347. Cinta (tape) preimpregnada de resina epoxi y fibra de carbono unidireccional
reforzada de curado a 180ºC. Se trata del material estructural de los elementos y el
que los dota de resistencia.
ABS5009. Tejido (fabric) preimpregnado de resina epoxi y fibra de vidrio (E-glass) de
curado a 180ºC. Este material se encuentra en el exterior del elemento y aporta
protección galvánica debido a su baja conductividad y favorece a la ausencia de
delaminaciones en las zonas taladradas. Este material no es estructural.
ABS5383. Relleno triangular preimpregnado de resina epoxy y fibra de carbono reforzada de curado a 180ºC. Este materia es el que se usa como relleno en la zonas de unión entre diferentes (roving áreas)-
32
La sección sección típica de nuestro producto es en forma de “H”, teniendo varias partes
principales bien diferenciadas: Cabeza, pie y alma. En la Figura 22 se muestran las diferentes
partes de la sección en “H”.
Figura 14.- Zonas de la sección en "H".
3.1.2.- Encintado automático
Como se ha comentado anteriormente los elementos que componen nuestro producto a
recantear están fabricados mediante la técnica del encintado automático.
Nuestros elementos están realizados mediante la técnica de encintado automático conocida
como ATL (Automated Tape Laying).
Cada una de las partes principales de la H se fabrica de forma independiente mediante
encintado automático. La sección típica de la H está formada por 4 componentes más los
rellenos triangulares. Se tienen dos partes planas que forman el pie y la cabeza. El alma está
formada por otras dos partes que tienen forma de “U”. La forma de “U” se consigue mediante
un proceso de conformado en caliente. Las cuatro partes junto con los rellenos triangulares se
unen en el utillaje de curado y se introducen en la autoclave. Tras este ciclo de curado se
obtiene la pieza terminada a nivel de fabricación de composite obtenemos lo que se llama el
“ficticio”. Será la “materia prima” del proceso de recanteo y taladrado.
33
3.2.- GEOMETRÍA DE LAS PIEZAS
Se lleva a cabo un análisis de las características dimensionales de los elementos tras el proceso
de recanteo. De esta forma se concluye lo siguiente.
El programa en estudio consiste en una serie de elementos con una geometría relativamente
similar, compuesto por unos perfiles de fibra de carbono (encintado automático), en su
mayoría perfiles en “H” (de ahí su nombre), aunque también coexisten perfiles en “T”, en “C” y
en “L”.
Figura 15.- Modelo 3D de una pieza.
Estos elementos pueden describirse a través de una serie de parámetros generales, como son
la longitud total (L), los ángulos de curvatura (alfa), la flecha (D), y los diferentes espesores de
la cabeza, alma, y pie de cada elemento.
Figura 16.- Parámetros de descripción de elementos.
De este perfil, típicamente en “H”, por la posición que ocupan en el avión, se denomina la
cabeza como la aleta de la H que no lleva taladrado, alma como la parte central, donde van los
taladros de amarre y ocasionalmente algún taladrado adicional, y pie como la aleta de la H que
va completamente taladrada. Las diferentes zonas se pueden observar en la Figura 25.
Figura 17.- Zonas de la H.
L
Dα
34
Así, la casuística en todos estos parámetros es bastante elevada, y los rangos de cada uno de
ellos se pueden observar en la Tabla 1.
Tabla 1.- Parámetros y rangos de valores
Como se puede observar en la tabla anterior, los parámetros son considerablemente
diferentes de unos elementos a otros, encontrando Hs que casi se pueden considerar perfiles
con una extrusión lineal, mientras que otros son perfiles con una curvatura muy arqueada.
También se encuentra una gran diferencia en longitud, existiendo una diferencia superior a un
orden de magnitud (en torno a 15 veces superior) entre el elemento más pequeño y el más
grande.
Toda esta variabilidad en las dimensiones clave, motivan la necesidad de conseguir un utillaje
muy versátil, que permita mejorar la eficiencia del proceso productivo.
En las Figura 26, Figura 27 y Figura 28 observamos algunos ejemplos de los modelos 3D de Hs
representativas:
Figura 18.- Modelo 3D de elemental.
35
Figura 19.-Modelo 3D de elemental.
Figura 20.- Modelo 3D de elemental.
Dependiendo de la posición de los elementos a recantear en el avión, de su sección y de su
geometría se pueden distinguir varios grupos de piezas. Los diferentes grupos de piezas se
pueden observar en la Figura 29.
36
Figura 21.- Diferentes grupos de H´s.
37
Realizando esta distinción podemos diferenciar los datos geométricos organizado por las
diferentes tipologías de H´s en la Figura 30.
Figura 2
2.- P
aráme
tros d
e H
´s.
38
En el Anexo 1 se puede ver en detalle todos los datos recogidos de todos los elementos a
recantear y taladrar.
3.3.- TOLERANCIAS Y REFERENCIAS DE RECANTEO Y TALADRADO.
Antes de comenzar el diseño de utillaje y el programa de control numérico se tiene que
identificar las exigencias dimensionales que se requieren por parte de nuestro cliente así como
los puntos de referencia mediante los cuales se posiciona el elemento a recantear y que serán
también el punto de partida del programa de control numérico.
Tanto las tolerancias como las referencias de recanteo y taladrado son datos dados por el
cliente y que aparecen en la documentación de diseño, ya sean planos, modelos, listas de
partes, etc.
La tolerancia se define como el margen de error admisible en la fabricación de un producto.
En el diseño aeronáutico se definen dos tipos de tolerancias, las tolerancias generales y las
tolerancias específicas.
3.3.1.-Tolerancias generales
Las tolerancias generales son aquellas que no vienen directamente especificadas en el plano.
Habitualmente existe una norma que varía en función del programa en el que se trabaje y que
define las tolerancias generales. En caso actual la norma de tolerancias generales es la
ABD0001-6, como se indica en el cajetín del plano y se muestra en la Figura 31.
Figura 23.- Cajetín del plano.
Entrando en la norma ABD0001 se observar que al igual que se indica el plano, para el
programa “A” y partes de CFRP deriva a la ABD0001-6 como se indica en la Figura 32.
Una vez conocido el sufijo de la ABD001 aplicable se continúa en la siguiente tabla de la norma
para ver qué norma específica es la aplicable en el producto a recantear. En este caso la
elección de la norma se hace en la Figura 33.
En este momento se puede confirmar que la norma de tolerancias generales a considerar es la
ABS5797. En esta norma se definen numerosos tipos de tolerancias en función del proceso de
fabricación y del tipo del material compuesto. Es una norma bastante extensa a la que se
acudirá posteriormente para establecer la tolerancia de recanteo del contorno.
39
Figura 24.- Norma de tolerancias generales
Figura 25.- Norma de tolerancias generales
3.3.2.-Tolerancias específicas.
Las tolerancias específicas son las que vienen directamente reflejadas en la documentación de
diseño del cliente. Por regla general suelen ser más restrictivas que las tolerancias generales y
el requisito fundamental geométrico a tener en cuenta a la hora del diseño del utillaje y del
programa de control numérico. Para los elementos que componen nuestro producto a
recantear y taladrar estas tolerancias vienen especificadas en los planos diseñados por el
cliente. Para analizar las tolerancias específicas aplicables vamos a considerar un elemento
típico y el estudio será extensible al resto de elementos.
En primer lugar se estudia la tolerancia específica que aplica al diámetro de los taladros a
realizar, como se observa en la Figura 34.
40
Figura 26.- Tolerancia de taladros.
Observándose que se tienen 3 tipos de diámetros diferentes, Ø8, Ø6.4 y Ø5.3 y con las
siguientes tolerancias:
Ø5.3 ±0.05
Ø6.4 0/-0.1
Ø8 0/-0.1
Por tanto los valores máximos y mínimos admisibles son:
Ø5.3 ±0.05 Valor máximo=5.35; Valor mínimo=5.25
Ø6.4 0/-0.1 Valor máximo=6.4; Valor mínimo=6.3
Ø8 0/-0.1 Valor máximo=8; Valor mínimo=7.9
Un dato importante a considerar es que el intervalo de tolerancia (valor máximo menos el
valor mínimo) de todos los taladros es de 0.1 m. Este dato será bastante importante respecto a
la estabilidad del proceso de taladrado.
El siguiente dato a obtener es la tolerancia en posición que se está exigiendo en el plano del
cliente. Esta tolerancia está definida mediante una tolerancia geométrica denominada posición
verdadera (true position).
Las tolerancias geométricas se especifican para aquellas piezas que han de cumplir funciones
importantes en un conjunto, de las que depende la fiabilidad del producto. Estas tolerancias
pueden controlar formas individuales o definir relaciones entre distintas formas.
Cada tolerancia geométrica se representa por un símbolo, sus significados y características
están definidos en la norma ISO1101. En la Figura 35 se muestra una tabla resumen de las
diferentes tolerancias geométricas existentes con sus símbolos:
41
Figura 27.- Tolerancias geométricas.
La tolerancia de posición cuando se refiere a un punto, habitualmente viene precedida del
símbolo Ø. En este caso la zona de tolerancia está limitada por una esfera de Ø “t”. El centro
de la esfera de tolerancia está definido por cotas teóricamente exactas respecto a los datums
(A, B y C). En la Figura 36 se muestra un croquis representándolo.
42
Figura 28.- Tolerancia de posición.
La tolerancia de posición se define en todos sus posibles casos en la norma ISO5458.
Se observa que el plano de referencia elegido tenemos las tolerancias de true position
indicadas en la Figura 37.
Figura 29.- Tolerancias de posición en plano.
Se analizan cada una de las tolerancias de posición indicas en el plano teniendo los siguientes
casos:
Tolerancia 1: Ver Figura 38.
43
Figura 30.- Tolerancia de posición nº 1.
Esta tolerancia indica que el centro del taladro de Ø5.3, tiene que estar contenido en una
esfera de Ø 0.3 mm, siendo la posición del centro de la esfera de tolerancia la posición
teóricamente exacta respecto de los datums B, C y D. En la Figura 39 y en la Figura 40 se
definen los datums A, B y C.
Figura 31.- Datum B.
44
Figura 32.- Datum C y D.
A su vez se observa en la Figura 41 que el taladro de Ø5.3 mencionado anteriormente se
define como el datum A:
Figura 33. Datum A.
Tolerancia 2: Ver Figura 42.
45
Figura 34. Tolerancia de posicionamiento 2.
Esta tolerancia indica que el centro del taladro de Ø5.3, tiene que estar contenido en una
esfera de Ø 0.3 mm, siendo la posición del centro de la esfera de tolerancia la posición
teóricamente exacta respecto de los datums A, C y D.
Tolerancia 3. Ver Figura 43.
Figura 35. Tolerancia de posición 3.
Esta tolerancia indica que el centro de los 19 taladros de Ø6,4, tienen que estar contenidos en
respectivas esferas de Ø 0.6 mm, siendo la posición del centro de las esferas de tolerancia, la
posición teóricamente exacta respecto de los datums A, C y D.
Tolerancia 4: Ver Figura 44.
46
Figura 36.- Tolerancia de posicionamiento 4.
Esta tolerancia indica que el centro de los 19 taladros de Ø8, tienen que estar contenidos en
respectivas esferas de Ø 0.6 mm, siendo la posición del centro de las esferas de tolerancia, la
posición teóricamente exacta respecto de los datums A, C y D.
Se sigue observando las tolerancias específicas del plano y se encuentra con una tolerancia de
forma del pie de la H, como observamos en la Figura 45.
Figura 37. Tolerancia de forma.
47
Esta tolerancia indica que la superficie que define el pie de la H debe estar comprendida entre
dos superficies paralelas y equidistantes de la superficie teórica y definidas mediante una
esfera de Ø0.5, como se muestra en el croquis de la Figura 46.
Figura 38.- Croquis de tolerancia de forma.
La tolerancia de forma del pie de la H no será un requisito que se exija a la hora del recanteo y
taladrado de la H, ya que es una superficie que viene ya definida del proceso de fabricación de
la H a nivel de composite.
Una vez que se han analizado las tolerancias específicas que se solicitan en el plano del cliente
se puede concluir que tenemos totalmente definidas las tolerancias del proceso de taladrado
(tolerancia de posición de centros de taladros y tolerancia de los propios diámetros), pero que
no se establece ninguna tolerancia específica para eñ rpoceso de recanteo del contorno de la
H. En este caso se debe consultar la norma de tolerancias generales ABS5797 mencionada
anteriormente.
Se observa que en la Figura 47 correspondiente a la tabla 4 de la norma ABS5797 se establece
la tolerancia general de un contorno mecanizado de un elemento de composite.
Por tanto la tolerancia que se establece en el recanteo del contorno de las Hs es de +/-0.5 mm.
Aunque hay contornos en los que L<1500 mm (en los que aplicaría una tolerancia de +/-0.25
mm), se acuerda por unificación de criterios con el cliente que al tolerancia de todos los
contornos a recantear será de +/-0.5 mm.
En este momento se puede decir que se tienen definidas todas las tolerancias necesarias para
controlar y cuantificar el éxito del proceso del proceso de recanteo y taladrado.
A modo de resumen se establece la siguiente en la Tabla 2 todas las tolerancias aplicables en
el proceso de recanteo y taladrado.
48
Figura 39.- Tolerancia general de forma.
Tabla 2.- Resumen de tolerancias.
3.3.3.- Referencias de recanteo y taladrado.
Una vez que se han estudiado las tolerancias que se tienen que satisfacer para el correcto
recanteo y taladrado se deben de estudiar las referencias que se han de tomar para el
posicionado de la pieza en el utillaje.
En primer lugar se tienen definidas en el plano de la pieza los datums primarios, que son
aquellos que no están referidos a ningún otro datum, se trata de los datums B, C y D, que se
muestran en la Figura 48 y en la Figura 49.
Donde B es la línea teórica de la cuaderna 42 (FR 42), C es la superficie del alma de la H y D es
la superficie del pie de la H.
Si se analiza en primer lugar en datum B, es un datum en el cual no se podrá hacer una
referencia directa ya que se trata de una línea tórica de avión y no dispondremos de la misma
a la hora de realizar el proceso de recanteo y taladrado.
49
El datum C, se trata de una referencia válida para el proceso de recanteo ya que es una
superficie de la pieza en sí de la H. Por tanto se ha encontrado una primera referencia válida.
Figura 40.- Datums C y D.
Figura 41. Datum B.
Se puede observar que el datum D tiene una tolerancia de posición de 0.5, por lo que en
principio parece complicado poder hacer un tope perfecto en esa superficie y se tendría que
tener prácticamente un útil por cada elemento a recantear, es decir, si se recantean dos
50
elementos del mismo p/n en principio las referencias en el datum D podrían ser diferentes
(tolerancia 0.5 mm) por lo que se necesitaría un útil “a medida” por cada fabricación. Por tanto
respecto al datum D se puede concluir que aunque en principio sería una referencia válida
debido a que podemos hacer tope en ella, no sería algo industrial debido a la variación de la
propia tolerancia de fabricación.
Por tanto en un primer análisis de referencias se tiene que de las referencias primarias
establecidas en el plano del cliente la única válida para el proceso de recanteo y taladrado es el
datum C (plano del alma de la pieza).
Este problema se soluciona introduciendo referencias adicionales a las que establece el plano
del cliente. Se trata de los taladros de centrado que se obtienen en el proceso de fabricación a
nivel de composite y que servirán como referencia para el proceso de recanteo y taladrado.
En el proceso de fabricación de composite se introducen dos taladros (TH) que están
coordinados con todas las telas que configuran la pieza ya que se realizan con el mismo utillaje
de curado. Entre estos dos taladros se establece un taladro o referencia primaria, en el que
siempre se tendrá que referenciar el utillaje y un segundo taladro que sólo servirá para
posicionar parcialmente la pieza. Esto es así porque los dos taladros tienen su propia tolerancia
de fabricación y sería imposible fabricar un útil que absorbiera este error para todas las
fabricaciones.
En este momento tenemos definidas las referencias primarias de recanteo y taladrado que
serán el alma de la pieza y el primer TH. El segundo TH sólo nos servirá como guía de
posicionamiento y no como referencia primaria.
Una vez posicionada la pieza por el alma y el primer TH se realizará el taladrado de la pieza.
Para la medición de los taladros se establecen otros dos datums, que serán los taladros de
Ø5.3, mediantes los cuales se medirán el resto de taladros (Ø8 y Ø6.4) y el contorno a
recantear.
En el siguiente Figura50 se muestra un esquema donde se pueden observar las diferentes
referencias que se establecen para el proceso de recanteo y taladrado:
51
Figura 42. Resumen de referencias.
52
3.4.- INSTRUCCIONES DE VERIFICACIÓN.
Una vez analizadas las tolerancias, referencias y geometría final de las piezas se está en
disposición de establecer los criterios para asegurar las tolerancias exigidas en la
documentación. También se debe asegurar la calidad del acabado de las zonas mecanizadas así
como la ausencia de delaminaciones.
Las delaminaciones son el defecto más común en los procesos de recanteo y taladrado de
materiales compuestos. El defecto consiste en una separación individual de una o más capas
de las que está formado el material compuesto.
Figura 43.- Delaminación en larguerillo.
En principio se plantea solo verificar las zonas mecanizadas (taladros y contornos), pero el
cliente solicita controles adicionales para dar conformidad también al proceso de fabricación a
nivel de composite. Estos controles son las mediciones de espesores y la medición de la forma
de la pieza.
Estableciendo estas premisas los diferentes puntos que se tienen que verificar son los
siguientes:
Aspecto general y terminación.
Espesores.
Rugosidad en contornos recanteados.
Posicionamiento de taladros.
Forma de contorno mecanizado.
Diámetro de taladros.
Forma de la pieza.
53
Para verificar los diferentes puntos se utilizan instrumentos de medida adecuados en función
de la cota que estemos controlando. De esta forma tendremos desde inspecciones visuales
hasta mediciones con láser tracker. A continuación se muestran el listado de instrumento de
medidas y una breve explicación de los mismos que son necesarios para poder verificar y dar
conformidad tanto al proceso de mecanizado como al proceso de fabricación a nivel de
composite.
Inspección visual Se trata de realizar un visionado general de la pieza. El proceso
debe realizarse por un verificador certificado y está regulado mediante un
procedimiento interno (MEC-P-030).
Pinza de espesores Instrumento para medir los espesores de forma directa. La
dimensión de la pinza limita su zona de trabajo. Estos instrumentos puedes ser
analógicos o digitales.
Figura 44.- Pinza de espesores.
Rugosímetro. Instrumento digital para medir la rugosidad superficial de las zonas
indicadas en la documentación aplicable. Este instrumento dispone de una sonda o
palpador que se pone en contacto con la superficie en la que se necesita medir la
rugosidad. Una vez puesto en contacto con la superficie y tras accionar el dispositivo al
cabo de unos segundos nos da el valor de la rugosidad. Este proceso se debe realizar
varias veces y sacar una media de los valores medidos.
54
Figura 45.- Rugosímetro.
Láser tracker. Se trata del instrumento principal en la validación del producto. Este
dispositivo es un sistema óptico de medición de coordenadas tridimensionales. El láser
tracker usa como palpadores unas esferas con un retroreflector incluido, llamadas
SMR (Spherically Mounted Retroreflector). El sistema envía un haz de láser (IFM o
ADM) a un reflector esférico. A través de ondas luminosas se calcula la distancia entre
el tracker y el espejo reflector. Así el tracker indica en tiempo real la posición del
reflector. Este proceso se repite 1.000 veces por segundo, de forma que el haz de láser
no pierda el SMR, incluso cuando éste está en movimiento. El cabezal del tracker
realiza el seguimiento del reflector, el operario coloca la esfera en los elementos que
desea verificar. La incertidumbre que nos proporciona este dispositivo de medición es
de +/- 0.025 mm.
Figura 46.- Medición con láser tracker.
55
Figura 47.- Láser tracker y reflector.
Galgas pasa-no pasa. Este instrumento es utilizado para la medición de los diámetros
de los taladros. Los diámetros también se podrían medir con otro tipo de instrumentos
como calibres o micrómetros, pero usando instrumentos pasa no pasa se optimiza el
tiempo de medición. Estos instrumentos constan de dos cilindros con las medidas
máximas y mínimas de los diámetros, con sus respectivas compensaciones para poder
realizar el efecto de pasa y no pasa. Por regla general el diámetro pasa es 0.005 mm
más pequeño que el diámetro mínimo del taladro. El diámetro no pasa es del mismo
valor que el diámetro máximo. Habitualmente la parte No pasa está identifiada con un
distintivo rojo y es más corta en longitud que la parte no pasa.
Figura 48. Calibre pasa - no pasa.
3.4.1.- Aspecto general y terminación.
En esta primera fase de verificación se evalúa visualmente el aspecto general de la pieza
recanteada. También se controla que la identificación dela pieza sea conforme de acuerdo a
los criterios establecidos por la documentación de diseño y los requisitos del cliente. Esta fase
56
se debe realizar por un inspector/verificador certificado por el cliente para dar validación final
al producto.
La inspección visual está basada en un procedimiento interno, el MEC-P-030, donde se recogen
todas las pautas a seguir en este proceso. A su vez el procedimiento MEC-P-030 se basa en la
norma AIPI-03-02-19.
Los aspectos principales que controlan en este punto son la ausencia de defectología propia
delos proceso de recanteo, taladrado y fabricación a nivel de composite:
Superficies quemadas, decoloración o sobrecalentamientos.
Excesos o faltas de resina.
Delaminaciones externas.
Delaminaciones internas.
Porosidades superficiales (pinholes)
Arañazos superficiales.
Depresiones superficiales.
Inclusión de materiales en la superficie.
Cortes, arrugas, resaltes.
Zonas deshilachadas, rebabas o delaminaciones pequeñas.
Falta de material en los bordes del laminado.
Marcas de herramientas.
Rugosidad.
Como se ha comentado anteriormente en este punto también se controla la correcta
identificación de la pieza, donde hay que validar el método de identificación (según ABD003),
el correcto posicionamiento, legibilidad y que los datos son los correctos. Los datos que se
deben verificar son:
Part number de la pieza.
Número de orden de producción, que a su vez hace de número de serie de la pieza.
Fecha de inspección final.
Marca o sello del verificador que realiza la validación final.
3.4.1.- Espesores.
En esta fase de control se mide los espesores en las zonas indicadas en el plano aplicable cada
pieza. Se aplican tolerancias de espesores según la ABS5797. Como instrumentos de medición
se usa la pinza de espesores. De esta forma se valida la ausencia o exceso de telas y resina así
como la conformidad del curado de las mismas en cuanto a espesor. Es un proceso que no
depende del recanteo ni del taladrado pero es un requisito de control exigido por el cliente.
3.4.2.- Rugosidad.
Se valida que el proceso de recanteado es conforme en cuanto a requisitos de rugosidad. Este
proceso está soportado por el procedimiento interno MEC-I-017, que se basa en la normativa
57
de medición con rugosímetro AITM1-0070. Los criterios de aceptación según AIPI 03-07-002 se
indican en la Tabla 3.
Tabla 3.- Criterios de aceptación de rugosidad.
3.4.3.- Contorno recanteado
En esta fase de verificación se valida que la geometría del contorno mecanizado es conforme
en cuanto a las tolerancias establecidas. En este caso se tiene una tolerancia de forma de +/-
0.5 mm. Para esta verificación se usa el láser tracker y se establecen unos criterios de los
puntos a medir para unificarlos y para asegurar la correcta verificación del producto.
Por lo tanto se establece el criterio de palpado de puntos dela siguiente forma:
En los extremos de las piezas se palpan al menos dos puntos en cada línea de
contorno, como se observa en la Figura 57.
Figura 57.- Puntos a medir en los extremos
58
Figura 58.- Ejemplos de puntos de contorno
En el resto de la pieza tenemos 2 criterios a seguir en función dela longitud de las
mismas:
- Piezas de longitud <1500 mm A partir de 100 mm de los extremos de la
pieza y hacia adentro, palpar un punto en cada línea de contorno en secciones
cada 300 mm
Figura 58.- Secciones de 300 mm,
- Piezas de longitud <1500 mm A partir de 100 mm de los extremos de la
pieza y hacia adentro, palpar un punto en cada línea de contorno en secciones
cada 500 mm
Figura 59.- Secciones de 500 mm
Los puntos de contornos en ambos casos se identifican en la siguiente figura:
59
Figura 60.- Ejemplos de puntos de contorno.
Los resultados de las mediciones se incorporarán en un informe anexo.
3.4.4.- Posición de taladros.
En esta fase se valida el taladrado realizado en control numérico en cuanto a su tolerancia
deposición. Cabe recordar que existen varias tolerancias de posición dependiendo del taladro
que se esté midiendo. También las referencias del posicionamiento de cada taladro se han de
tener en cuenta. De la misma forma que el contorno en este caso también se usa el láser
tracker y se establecen unos criterios comunes de verificación.
Zona de extremos de la pieza. Palpar posición de todos los taladros que queden
dentro de una sección de 100 mm desde el extremo de la pieza y hacia dentro.
Figura 61.- Zonas en los extremos de la pieza.
60
Figura 62.- Taladros de los extremos
Resto de la pieza. Se establecen dos criterios en función de la longitud de las piezas,
de este modo:
- Piezas de longitud < 1500 m A partir de 100 mm de los extremos de la pieza
y hacia adentro, palpar posición de los taladros en secciones cada 300 mm
Figura 63.- Secciones de 300 mm.
- Piezas de longitud > 1500 m A partir de 100 mm de los extremos de la pieza
y hacia adentro, palpar posición de los taladros en secciones cada 500 mm
Figura 64.- Secciones de 500 mm.
A continuación se muestra un ejemplo de una sección y sus taladros a medir:
61
Figura 64.- Ejemplos de taladros.
Datums. Se medirán el 100% de los taladros que sean datums.
Los datos de las mediciones de los taladros se incluirán en el informe anexo de mediciones con
láser.
3.4.5.- Diámetros de taladros.
En esta fase se controla el acabado en cuanto a diámetro delos taladros realizados. Se utilizan
elementos pasa-no pasa. Para cada diámetro de taladro diferente necesitaremos un calibre
pasa-no pasa adecuado. También se establecen criterios optimización y unificación de
mediciones con el fin de optimizar los tiempos de verificación pero siempre teniendo presente
dar conformidad al producto final. Los criterios son los siguientes:
Taladros datums. Se miden el 100%.
Resto de taladros. Se verifican el Ø siguiendo los mismos criterios establecidos en la
medición de posicionamiento de taladros.
3.4.6.- Tolerancia de forma.
Se trata de otro requisito adicional por parte del cliente. En esta fase se miden las superficies
que vienen indicadas con tolerancia de forma en el plano del cliente, como se muestra en la
Figura 65. Algún punto fuera de tolerancia se informará al cliente pero no es indicador de un
proceso de mecanizado incorrecto. Para realizar la medición de este punto también se usará el
láser tracker. Los datos recogidos en esta fase serán incluidos en el informe láser.
62
Figura 65.- Tolerancia de forma a medir.
63
CAPITULO 4.- ESTUDIO DE DIFERENTES SOLUCIONES. PRUEBAS.
Una vez que se ha estudiado el producto a recantear y taladrar en profundidad y conociendo
materiales, tolerancias, referencias y cadencias de producción, se estudian las diferentes
posibilidades de utillaje de recateo y taladrado que optimizarán el proceso de fabricación así
como sus lead times.
Tras la definición de un tipo de utillaje se realizarán pruebas y comprobaciones de recanteo y
taladrado en las cuales se comprobará la eficacia de la solución adoptada.
4.1.-ESTUDIO DE LOS DIFERENTES TIPOS DE UTILLAJE.
Tras analizar diferentes fuentes, se constata que existen tres alternativas principales para
llevar a cabo el recanteo requerido para el útil en estudio. Se procederá a realizar una
valoración de las principales ventajas e inconvenientes que cada una de esas tres alternativas
presentan, a fin de, en posteriores etapas, seleccionar aquella que mejor respuesta dé a los
requisitos planteados en este proyecto.
4.1.1.- Utillaje versátil no automatizado
La primera de las opciones consiste en un utillaje fijo, que consiste en una base de aluminio
taladrada en diferentes posiciones que están marcadas. Sobre esta base se colocan de forma
manual una serie de posicionadores que hacen referencia en los TH´s existentes en la H.
Tendremos tantos posicionadores como TH´s tenga la H. Estos posicionadores tendrán una
zona plana en los que se hace la referencia en el alma de la H. Los posicionadores se colocan
de manera manual en los diferentes taladros de la base de aluminio siguiendo una instrucción
de trabajo específica para cada p/n. Los posicionadores también se regulan en altura de forma
manual para ir corrigiendo los cambios de espesor del alma de la H. En la Figura 66 se puede
observar el modelo 3D del utillaje versátil no automatizado.
Figura 66.- Utillaje versátil no automatizado
64
A parte de los posicionadores para asegurar la estabilidad del proceso también se introducen
entre los posicionadores tomas de vacío con chupetas para asegurar la sujeción de la pieza y la
referencia en el alma de la misma. En este punto se aumenta el tiempo de preparación ya que
se añade el posicionamiento de chupetas.
En la Figura 67 y en la Figura 68 se muestra un esquema de posicionamiento de
posicionadores y chupetas en la base de aluminio:
Figura 67.- Esquema de colocación de posicionadores.
Figura 68.-Esquema de coordenadas de posicionadores.
La sujeción entre los posicionadores y la pieza se hace mediante tornillos comerciales de
métrica 10.
Se puede observar en la imagen anterior que cada posicionado y cada chupeta tiene marcada
como referencia una pareja de taladros. Esto es así debido a que los TH´s tienen su tolerancia
de fabricación que se debe absorber probando para cada pieza donde se posiciona la pieza de
manera más correcta y si forzar la entrada de los tornillos.
Ventajas:
Mínima inversión inicial.
65
Inconvenientes:
Costes operativos muy elevados, motivados fundamentalmente por un tiempo muy
alto de preparación de cada Part Number.
Mayor riesgo de error por proceso manual.
Agarre no excesivamente firme
Análisis
El espíritu de este utillaje es precisamente el contrario al que se pretende como objetivo de la
presente investigación. Si bien es cierto que ahorra unos costes muy importantes de inversión
inicial frente a otras soluciones, se plantea el problema de que el tiempo de preparación es
muy elevado, y por lo tanto, contraproducente frente a las necesidades del programa de
minimizar estos tiempos. Además, presenta unos agarres que son menos firmes frente a otras
soluciones. Por todo ello, se desaconseja la adopción de esta solución.
Esta solución es fabricada y usada para el comienzo del programa debido a la baja cadencia
inicial y donde el tiempo de preparación de las piezas no es un factor limitante. Se utilizará
como referente inicial respecto a las pruebas de recanteo y taladrado.
4.1.2.-Utillaje individualizado semi-automático
Esta opción se plantea como una alternativa intermedia entre la solución anterior y la solución
de un utillaje completamente automatizado. Consiste en un utillaje con movimiento
automático de 4 posicionadores combinado con dos fijos en los extremos. Los posicionadores
móviles sólo se mueven en un eje. La pieza a recantear se embute en un utillaje individual por
cada p/n que tiene taladros para referenciarse en los posicionadores. A estos útiles se les
denomina útiles de macizado y además de posicionar nos aportan rigidez al mecanizado.
El movimiento de los posicionadores móviles se realiza de forma automática con la lectura de
un código de barras que acompaña a la instrucción de trabajo de cada elemento.
El utillaje de macizado es individual por cada elemento y siempre consta de dos partes una
superior y otra inferior quedando la pieza a recantear embutida entre ellas. Entre la parte
superior y la inferior del útil y coordinados con las referencias de la H´s existen unos taladros
mediante los cuales se introducen elementos de referencia y de sujeción. A su vez los utillajes
de macizado tienen otra serie de taladros en las mismas coordenadas en las que están los
posicionadores móviles consiguiendo el amarre y referencia entre el útil semi-automático
(base) y los macizados.
Las diferencias en Z de las diferentes H´s se compensan con la forma de los macizados que
dejarán en todos los casos una Z constante. Las diferencias en X de los taladros de referencia
de los elementos a recantear se compensan también con los taladros de los macizados que
siempre estarán en seis X constantes y que serán definidas convenientemente. De este modo
los posicionadores solo deben moverse en el eje Y.
El material de los utillajes de macizado debe ser aluminio por su bajo peso y alta durabilidad.
66
Figura 69.- Modelo 3D de utillaje individual semi-automático.
Ventajas:
Mayor estabilidad y sujeción en las operaciones de mecanizado.
Bajo tiempo de posicionamiento
Minimiza tiempos de mecanizado
Reducción de CNR para posicionador automático por necesitar exclusivamente desplazamiento
transversal.
Inconvenientes:
Necesidad de fabricación y mantenimiento de 76 útiles, con una casuística muy
elevada.
Posibilidad de rotura y deterioro de utillaje durante manipulación, según el material
utilizado
Elevado CNR por fabricación de elementos individuales
Análisis:
La principal ventaja de estos útiles es que con ellos se consigue un incremento de la estabilidad
durante las diferentes ejecuciones, factor muy importante. Existe la posibilidad de que debido
a esta estabilidad se puedan aumentar los avances de las operaciones de taladrado y recanteo,
con la consiguiente reducción en horas del tiempo de mecanizado del programa. Como se ha
comentado anteriormente los tiempos de fabricación son un parámetro crítico para elementos
de alta cadencia como es el caso del programa que ocupa esta investigación.
Por el contrario, presentan un importante problema: la necesidad de fabricar, mantener, y
utilizar constantemente un utillaje acorde a la heterogeneidad de las piezas para las que dan
soporte, que en este caso es bastante elevada. Así, sería necesario mantener un utillaje de
varios metros de largo, y que ante cualquier incidente con los mismos, se podrían ocasionar
perjuicios importantes en la cadena de producción (imposibilidad de fabricar sin utillaje), por
67
lo que la valoración de materiales para maximizar la vida útil de los útiles es un factor
determinante.
Otra opción viable y similar, consistiría en útiles “por trozos”, con la ventaja de una mayor
resistencia y facilidad en la fabricación, pero con el inconveniente de multiplicar el número de
elementos, hasta superar los 300 para un solo juego de elementos.
En lo relativo a los costes, a pesar de que la fabricación de los útiles de macizado supondrá un
importante coste, se va a poder simplificar en gran medida el útil de posicionamiento
automático, ya que los macizos se podrán coordinar de tal manera que únicamente necesiten
desplazamiento en la dirección transversal, con posición longitudinal fija. Esto supondrá un
descenso muy importante en coste del útil de posicionadores.
4.1.3.- Utillaje versátil automático
Esta opción plantea la necesidad de un utillaje completamente automatizado, similar al
planteado en la primera solución, pero en el que la acción del operario únicamente consiste en
cargar el movimiento de los posicionadores y éstos se posicionan de manera automática
mediante la lectura de un código de barras. Los posicionadores se moverían de forma
automática hasta los taladros de referencia de recateo de la H´s. Se ha de tener en cuenta la
absorción del error de posicionamiento de los taladros de las H´s mediante algún sistema de
compensación. Los posicionadores necesitan moverse en 3 ejes para alcanzar su posición final.
Ventajas:
Minimiza tiempo de posicionamiento
No es necesario utillaje auxiliar, minimizando el número de elementos implicados
Versatilidad máxima frente a nuevas configuraciones
Inconvenientes:
Menor estabilidad que la proporcionada por útil individualizado, limitando avances de
mecanizado
Elevado CNR por utillaje completamente automático (por cada posicionador, X, Y y Z
automática).
Análisis:
Este útil permite una máxima versatilidad, tanto para la actual configuración de diseño, como
para adaptarse a cualquier otra futura. Además presenta la ventaja de automatizar
completamente el posicionamiento, minimizando los recursos necesarios para el mismo. Por
otra parte, sería necesario analizar la diferencia económica entre este sistema y el planteado
por el utillaje individualizado, comparando costes entre la fabricación de los útiles de recanteo
y los asociados a introducir un segundo y tercer eje (Z) en los posicionadores automáticos.
Otra posibilidad identificada es que se recoja la posibilidad de que este eje “Z” no fuese una
operación automática, sino que se recogiese a través de una instrucción técnica y se ejecutara
mediante un posicionamiento manual a través de un tornillo + guía de precisión (óptica) con
68
marcador digital, aunque para ello habría que valorar la posibilidad de pérdida de la referencia
(puesta a “0”).
Todo esto repercutiría negativamente en el tiempo de posicionamiento, pero sería al menos
contemplable desde el punto de vista de una mejora en cuanto a complejidad operativa del
útil y ahorro muy representativo de CNR. Además, con esta solución siempre se tendrá la
flexibilidad de poder emplear el útil como “posicionador semiautomático”, englobando las
bondades de todos los sistemas, por lo que se deberá valorar mediante el sobrecoste del útil
de posicionadores completamente automático en todos los ejes frente al resto de opciones, la
conveniencia o no de adoptar esta solución.
4.2.- PRUEBAS
En este apartado se procederá previamente a hacer un estudio de la forma de recanteo y
taladrado, así como de las herramientas a usar. Estos parámetros son independientes del útil a
usar.
Posteriormente se plasmarán las pruebas realizadas con las diferentes soluciones propuestas.
Estas pruebas son tanto virtuales como reales. Se prueban las ventajas e inconvenientes de
realizar el recanteo y taladrado al aire frente al recanteo y taladrado macizado.
Finalmente se estudiaran y valoraran las diferentes pruebas tomando una decisión respecto al
utillaje a desarrollar.
4.2.1.- Descripción del proceso de recanteo y taladrado:
El proceso de recanteo y de taladrado se realizará en un centro de recanteo de 5 ejes
Figura 70.- Modelo 3D de centro de recanteo.
69
Las características principales del centro de recanteo son:
Año de fabricación: 2014
Dimensiones exteriores: 12000x8500x4000 mm
Potencia eléctrica: 100 KW
Presión de aire: 0.6 MPa
Recorrido eje X: 8000 mm
Recorrido eje Y: 3000 mm
Recorrido eje Z: 1200 mm
Recorrido eje A: +108º/-20º
Recorrido eje B: +/- 210º
Recorrido eje C: N/A
Avance máximo: 40 m/min
R.P.M. máximo: 20000 r.p.m.
Cono herramienta: HSK A-63
Los elementos se recantean de manera similar, con el alma en posición horizontal, que permite
que el cabezal se incline lo suficiente como para realizar los taladrados y recanteos requeridos.
En la Figura 71 se muestra una simulación del recanteo.
Figura 71.- Simulación de recanteo.
Todas las piezas vienen con una serie de taladros Ø10 en el, que será por donde se realice el
amarre a los posicionadores. En el caso de que la pieza no tenga una rigidez elevada y/o los
amarres estén demasiado distantes entre sí, será importante garantizar la sujeción adecuada
de la misma. Para ello, en piezas con pocos amarres, se podrían emplear el resto de
70
posicionadores que no están amarrando a través de tornillo como puntos extra de apoyo,
incorporando un sistema de vacío a los mismos.
Para ello, la versatilidad de estos posicionadores contemplará la posibilidad de emplear a
conveniencia un mismo posicionador como elemento de amarre mecánico (tornillo) o como
elemento de amarre neumático (vacío) según la configuración de cada PN que se vaya a
recantear.
4.2.2.- Descripción de herramientas
En el proceso de recanteo y taladrado descrito anteriormente son utilizadas herramientas
óptimas para el mecanizado de composite. Las herramientas para composite tienen una
consideración especial en cuanto al sustrato, geometría, recubrimiento, filo de corte y técnicas
de fabricación diferenciándose totalmente de las herramientas de corte convencionales. Estas
herramientas son de metal duro y con recubrimiento de diamante policristalino.
Las principales características que debe reunir una herramienta para realizar este tipo de
trabajos son:
Acabados superficiales óptimos.
Eliminación o reducción de delaminaciones.
Mínima rotura de la fibra.
Fuerzas de corte bajas
Alta durabilidad y eficiencia
Bajas temperaturas de corte
El sustrato de estas herramientas es de alto rendimiento y diseñado específicamente para el
mecanizado de materiales compuestos. El sustrato se denomina comúnmente “metal duro”. El
metal duro es un material metalúrgico en polvo que está formado por:
Partículas duras de WC (carburo de tungsteno)
Un metal aglutinante, cobalto (Co)
Partículas duras de Ti, Ta, Nb (carburos de titanio, tantalio, niobio)
El metal duro está formado por partículas duras (carburos) en una matriz aglutinante. El
aglutinante suele ser en casi todos los casos cobalto (Co), pero también puede ser níquel (Ni).
Las partículas duras están formadas principalmente por carburo de tungsteno (WC) con la
posible adición de una fase gama (nitruros y carburos de Ti, Ta, Nb). El fabricante de las
herramientas realiza una combinación óptima de estos componentes para luego ser
sinterizada mediante metalurgia de polvos consiguiendo altísimos rendimientos en composite.
El sustrato está recubierto por una capa de diamante puro cristalino (PCD) para dotar a la
herramienta de la dureza necesaria para mecanizar la fibra de carbono. Las altas propiedades
térmicas del recubrimiento de diamante protegen los filos de corte contra el calor excesivo
ayudando a alargar la vida útil de la herramienta.
El diamante policristalino (PCD) es fabricado mediante la sinterización de polvos finos de
cristales de diamante granulado a altas temperaturas y presiones en la forma deseada, no es
71
usado aglutinante. Los cristales tienen una orientación aleatoria y esto añade considerable
tenacidad a las herramientas de diamante policristalino sinterizado, en comparación con los
cristales simples de diamante. El recubrimientos de la herramienta se hace depositando una
capa de diamante policristalino sinterizado de 0.020 mm aproximadamente sobre la
herramienta.
El proceso para depositar las capas de PCD sobre el metal duro, es el recubrimiento por
deposición física en fase de vapor (PVD, Physical Vapor Deposition) que se forma a
temperaturas relativamente bajas que van entre 400 y 600 °C.
En el proceso de recanteo y taladrado se usan diferentes tipos de brocas y un solo tipo de fresa
que se explicarán a continuación
4.2.2.1.-Brocas.
Las brocas que se usan en el proceso de taladrados son exactamente iguales en cuanto a
composición y geometría de la hélice y el único factor diferenciador es el diámetro para
taladrar los diferentes Ø que necesitamos conseguir.
La geometría de la hélice de la broca es lo que hace esta herramienta más particular, son
conocidas habitualmente como broca de tres puntas. La fuerza de empuje es el factor
fundamental que desencadena la delaminación y el astillado al taladrar materiales
compuestos. Por esta razón, las geometrías de estas brocas están específicamente diseñadas
para reducir el empuje y para efectuar un corte correcto de las fibras de carbono. De esta
forma se satisfacen las estrictas exigencias de calidad de agujero tanto en rugosidad como en
acabado dimensional en diámetro.
Figura 72.- Broca con recubrimiento de diamante.
Figura 73.- Broca de 3 puntas.
4.2.2.2.-Fresas.
Para el recanteo del contorno de la H se usa un mismo tipo de fresa para todas las piezas. Se
trata de una fresa de Ø8 de metal duro con recubrimiento de diamante y multidiente. Este tipo
de fresas también es conocida como “fresas de cocodrilo”. El diseño multidiente y su
72
geometría positiva permite cortar limpiamente el materia la con la mínima presión y sin
delaminaciones. El rectificado especial del mango de la fresa minimiza el contacto entre el
diámetro de la herramienta y la pieza, eliminando los problemas de fricción y presión.
Figura 74.- Fresas multidiente con recubrimiento de diamante.
Como la superficie de corte de la fresa es bastante pequeña (igual al espesor de la H), estas
fresas se pueden reafilar eliminando la parte desgastada.
4.2.3.- Descripción de pruebas realizadas
En este punto se analizada las pruebas realizadas entre elementos mecanizados al aire y
elementos mecanizados mediante útiles de macizado.
Se pretende comprobar las ventajas e inconvenientes que tiene el uso de utillaje macizado
frente al utillaje al aire.
Para ello se realizan pruebas en diez elementos, donde 5 de ellos se recantearan al aire y los 5
restantes usando útiles de macizado.
Al aire
Figura 75.- Fabricación al aire.
73
Macizada
Figura 76.- Fabricación con macizado.
4.2.3.1.- Pruebas virtuales
Tras un diseño en prototipo se proceden a realizar las pruebas virtuales de recanteo y
taladrado usando softwares de programación y simulación como Catia V5 R22 y Vericut.
De esta forma, simultaneándolo con la fase de desarrollo del prototipo y permitiendo
retroalimentación y potencial adaptación del mismo, se llevaron a cabo en primer lugar
pruebas virtuales sobre el prototipo, garantizando que se cumplen las especificaciones
previstas, fundamentalmente en lo concerniente a:
Funcionalidad geométrica de utillaje.
Ausencias de interferencias entre las piezas y los útiles.
Comprobación de diseños.
Ausencia de colisiones de máquina con útil y con pieza.
Estimaciones de tiempos de recanteado y taladrado.
Visualización de trayectorias de herramientas y optimización de las mismas.
Se muestran en la Figura 77, Figura 78, Figura 79, Figura 80, Figura 81 y Figura 82, algunas
imágenes de estas pruebas virtuales:
74
Figura 77.- Pruebas virtuales
Figura 78.- Pruebas virtuales
75
Figura 79.- Pruebas virtuales
Figura 80.- Pruebas virtuales
76
Figura 81.- Pruebas virtuales
Figura 82.- Pruebas virtuales
Estas pruebas virtuales se desarrollaron para útiles con y sin macizado, a fin de garantizar que
ambas opciones surgidas de la fase de diseño conceptual básico cumplían las especificaciones.
4.2.3.2.- Pruebas físicas
Las pruebas se realizan en elementos reales que serán posteriormente entregados al cliente.
Para evitar inutilidades los elementos se recantean a creces. Esto quiere decir que el
mecanizado irá por una línea separada del contorno teórico 5 mm, de esta forma siempre
tendremos material adicional para poder eliminar posibles defectos.
El proceso de recanteo se llevará a cabo con una fresa multidiente con recubrimiento de
diamante, con una velicidad de avance de 400 mm/min y 6000 r.p.m.
77
El proceso de taladrado se realiza en dos fases. En primer lugar se taladra a diámetro previo
con una broca de tres puntas con una velocidad de avance de 50-80 mm/min y 6000 r.p.m.
Posteriormente se realiza sobre el taladra previo otra operación de taladrado con un
escariador para dajar el taladro a definitivo. El escariador trabaja a una velocidad de avance de
50-80 mm/min y a 1200 r.p.m. Se resumen las velocidades en la Tabla 4.
Tabla 4.- Resumen de velocidades de herramientas
Se realizan pruebas con 5 piezas diferentes dentro del programa objetivo de estudio,
seleccionados intencionadamente para garantizar la máxima variabilidad en los parámetros
clave identificados: longitud, flecha, espesores de alma y faldilla, y teniendo en cuenta que se
pudieran adaptar a las dimensiones del prototipo.
Se muestran en la Tabla 5 las características principales de estos PN sobre los que se han
realizado las pruebas físicas.
Tabla 5.- Parámetros de piezas para pruebas.
Como se puede comprobar existe una elevada dispersión de los valores de estas características
clave en las piezas analizadas, garantizándose así que se cumplen las especificaciones
establecidas en un amplio abanico de posibilidades
En las pruebas se irán cambiando los elementos a recantear en función de los resultados que
vamos obteniendo.
PRUEBA 1:
En la primera prueba se recantea y taladra la PIEZA 1, que es de un espesor intermedio (2,642
mm) y con una flecha de un valor alto (64,388). El mecanizado se realiza al aire. Los resultados
del mecanizado son los siguientes:
Recanteo:
- Excesiva vibración.
- Aparecen pequeñas imperfecciones (marcas de herramienta) dentro de
tolerancia.
78
- Se propone mantener la configuración y elemento para la siguiente prueba
para ver si se repite la alta vibración durante el recanteo.
Taladrado:
- Se mantiene la excesiva vibración que se ha dado durante el proceso de
recanteo.
- Presencia de pequeñas desviaciones en los taladros con riesgo de ovalización
de los mismos.
- Se propone mantener la configuración y elemento para la siguiente prueba.
PRUEBA 2:
En la segunda prueba se considera mantener la configuración en las mismas condiciones que
en la primera prueba con el fin de asegura que el comportamiento vibracional observado se
mantiene y no es casual. Por tanto se recantea y se taladra la PIEZA 1 al aire, obteniéndose los
siguientes resultados:
Recanteo:
- Se mantiene el comportamiento vibracional en el proceso.
- En este caso no se observan daños aparentes provocados por la vibración en el
proceso de recanteo.
- Se propone mantener la configuración al aire y cambiar el elemento por uno
de menor espesor.
Taladrado:
- Alta presencia de vibraciones durante el taladrado de la pieza.
- Presencia de algunas desviaciones en algún taladro de la pieza aunque se
mantienen dentro de tolerancia.
- Se propone mantener la configuración al aire y cambiar el elemento por uno
de menor espesor.
PRUEBA 3:
En este caso se cambia el elemento a recantear y taladrar continuando con la configuración al
aire. De este modo se monta en el útil al aire la PIEZA 2. Esta pieza se caracteriza por tener un
espesor en la zona a taladrar delgado (1,538 mm), por tanto se trata de una disminución del
40% en el espesor respecto a la PIEZA 1. Se observaran los siguientes resultados:
Recanteo:
- Se observa alta presencia de vibraciones incluso mayores que en los casos
anteriores.
- El aumento de vibraciones puede estar provocado por la disminución del
espesor de la pieza a recantear.
- Se produce un acabado superficial del canto de la H con bastantes
imperfecciones debido a las vibraciones. Las imperfecciones siempre quedan
dentro de tolerancia, pero suponen un incremento considerable del repaso
manual, para conseguir un buen acabado estético.
- Se propone mantener la configuración y elemento para la siguiente prueba
para ver si se repiten los mismos resultados.
79
Taladrado:
- Se observa que al igual que en el recanteo una alta presencia de vibraciones.
- Las vibraciones en algunas zonas son incluso mayores que en el proceso de
recanteo.
- Alto riesgo de ovalización de taladros, estando todos ellos dentro de tolerancia
pero en el límite superior.
- Se propone repetir el proceso de taladrado conservando las mismas
condiciones y el mismo elemento para observan si se mantienen los
resultados.
PRUEBA 4:
En la cuarta prueba se mantienen exactamente las mismas condiciones que en la prueba 3;
PIEZA 2, de espesor delgado, y recanteo y taladrado al aire, obteniéndose los siguientes
resultados:
Recanteo:
- Se vuelven a repetir las excesivas vibraciones.
- Resultados de contorno dentro de tolerancia aunque con excesiva presencia
de marcas de herramientas y zonas con vibrados.
- Se observa de nuevo la alta necesidad de repaso manual para obtener un buen
acabado de la zona recanteada.
- Se propone repetir el mismo proceso de recanteo para evaluar de forma
fehaciente los posibles riesgos.
Taladrado:
- Se mantiene el elevado número de vibraciones durante el proceso de
taladrado.
- Se observan taladros ovalizados y en algunos casos fuera de tolerancia.
- Se propone repetir el mismo proceso para evaluar el riesgo de taladros
ovalizados fuera de tolerancia.
PRUEBA 5:
En la prueba anterior se ha comprobado que algunos taladros se han mecanizado obteniendo
valores fuera de tolerancia, en cuanto a su valor en diámetro. Dadas estas no conformidades a
nivel de Calidad, siendo una de las máximas premisas obtener siempre valores dentro de
tolerancia, se realiza la prueba 5 con la misma configuración que la prueba 4, PIEZA 2 al aire
para evaluar el posible riesgo de no conformidades. Se obtienen los siguientes resultados:
Recanteo:
- El comportamiento vibracional se sigue manteniendo.
- Aunque los resultados de acabado superficial no son óptimos y necesitan de
excesivo repaso manual se observa que los contornos siempre están dentro de
tolerancia y con ausencia de delaminaciones.
- Se concluye observando que aunque el proceso recanteo no es óptimo se
consideran unos resultados aceptables.
80
- Se observa de nuevo la alta necesidad de repaso manual para obtener un buen
acabado de la zona recanteada.
- Se propone repetir el proceso en el mismo elemento pero usando útiles de
macizado, para ver si se corrigen las presencia de vibraciones.
Taladrado:
- Visualmente se observa una alta presencia de vibraciones, siendo en el caso
del taladrado mayor que en el proceso de recanteo.
- En esta prueba en particular todos los taladros están dentro de tolerancia
aunque se observan ovalizaciones.
- En el resultado global de las pruebas se han observado ovalizaciones en el
proceso de taladrado que provocan diámetros fuera de tolerancias.
- Se propone comprobar si repitiendo el proceso con el útil de macizado en el
mismo elemento se reducen las vibraciones y se extinguen por completo los
taladros fuera de tolerancia.
PRUEBA 6:
Una vez realizadas 5 pruebas con piezas de dos espesores diferentes y observado su
comportamiento altamente vibracional, ocasionando en algunos casos valores no conformes
en los diámetros de los taladros, se realiza la primera prueba con el útil de macizado. En este
caso se mecanizará la PIEZA 3 que tiene espesores del mismo orden de magnitud que la PIEZA
1. Se observan los siguientes resultados:
Recanteo y taladrado:
- Se observa tanto en el proceso de recateo como en el de taladrado que las
vibraciones han desaparecido.
- Excepcional comportamiento y acabado de las superficies recanteadas y
taladradas disminuyendo o en algunas zonas eliminando la necesidad del
repaso manual.
- Se propone repetir el mismo proceso con la misma configuración de macizado
y el mismo elemento para comprobar si se repiten los buenos resultados
obtenidos.
PRUEBA 7:
En la séptima prueba se mantienen exactamente el mismo proceso que en la pruba anterior,
para afianzar los resultados obtenidos. Por tanto de recantea y taladra la PIEZA 3 con
macizado, obteniéndose los siguientes resultados:
Recanteo y taladrado:
- Se conserva el excelente comportamiento de estabilidad con ausencia de
vibraciones y la mejoría en el acabado de los contornos y los taladros.
- Se propone repetir el mismo proceso con la misma configuración de macizado
pero con un elemento de menor espesor.
PRUEBA 8:
81
En este caso se disminuye el espesor de la H a recantear y taladrar, conservando el útil de
macizado. En la octava prueba se mecaniza la PIEZA 4, que tiene un espesor similar a la PIEZA 2
(que se recanteó al aire obteniendo valores fuera de tolerancia), para poder hacer una
comparativa de resultados. Los resultados que se obtienen son los siguientes:
Recanteo y taladrado:
- Buen comportamiento tanto en el proceso de recanteo como en el de
taladrado.
- Presencia prácticamente nula de vibraciones, observándose que la
disminución de espesor no influye en el aumento vibracional.
- Contorno con buenos acabados y taladros con ovalizaciones mínimas.
- Se propone repetir el proceso de recanteo y taladrado conservando la
configuración y el elemento a recantear, para descartar la aleatoriedad del
proceso.
PRUEBA 9:
En la novena prueba se repite exactamente el mismo proceso que en la 8, PIEZA 4 y macizado,
obteniéndose los siguientes resultados:
Recanteo y taladrado:
- Ausencia de vibraciones.
- Excepcional comportamiento en el recanteado de la pieza.
- Taladrado siempre dentro de tolerancia.
- Analizar un tercer elemento diferente para comprobar definitivamente que el
comportamiento excelente se mantiene.
PRUEBA 10:
En este caso para asegurar el excelente comportamiento del útil de macizado, se introduce
una nueva H, la PIEZA 5, de similares características en cuanto a espesor que la PIEZA 4, ya que
ambas tienen espesores de los valores mínimos que existen en la configuración. La PIEZA 5
tiene el resto de características geométricas diferentes a la PIEZA 4. Se obtienen los siguientes
resultados:
Recanteo y taladrado:
- No existen vibraciones ni en el proceso de taladrado ni en el proceso de
recanteado ni en el de taladrado.
- Se mantienen los buenos resultados obtenidos con el macizado en todas las
geometrías analizadas.
- Disminución importante en cuanto al riesgo de fallos respecto al recanteado y
taladrado al aire.
- Se considera que se tienen resultados suficientes para sacar conclusiones.
4.3.- CONCLUSIONES DE LAS PRUEBAS
Con estas condiciones se obtuvieron unos resultados positivos que aseguraban las dos
características fundamentales analizadas:
82
En el taladrado, todos los taladros realizados en distintas posiciones están dentro las
tolerancias establecidas.
En la operación de recanteo, todas las piezas analizadas presentan un comportamiento
excepcional.
Esto es, las pruebas físicas desarrolladas garantizan la eficacia del utillaje de macizado en
estudio y, por tanto, del futuro útil a desarrollar.
Adicionalmente, se llevó a cabo una medida de tiempos para comprobar la mejora de la
eficiencia de las operaciones.
De esta forma, se comprobó que con los sistemas tradicionales de amarre, el tiempo de
preparación es aproximadamente de 20 minutos para las piezas analizadas.
Por su parte, en el caso del prototipo, este tiempo de preparación se sitúa en 5 minutos.
Además, esta operación se puede realizar mientras el sistema se encuentra mecanizando la
pieza anterior, por lo que se solapan los tiempos, pudiendo considerarse, por tanto,
prácticamente inexistente.
Estas mejoras del proceso son el resultado, además del desarrollo del prototipo, de la
aplicación de la técnica SMED.
SMED es el acrónimo de Single-Minute Exchange of Die: cambio de herramienta en un solo
dígito de minutos. Este concepto introduce la idea de que en general cualquier cambio de
máquina o inicialización de proceso debería durar no más de 10 minutos, de ahí la frase single
minute.
Se entiende por cambio de herramientas el tiempo transcurrido desde la fabricación de la
última pieza válida de una serie hasta la obtención de la primera pieza correcta de la serie
siguiente; no únicamente el tiempo del cambio y ajustes físicos de la maquinaria.
Básicamente, lo que se pretende con esta metodología es realizar el mayor número de
operaciones de cambio con la máquina funcionando, algo que se ha logrado en este caso.
Por otro lado, destacar que actualmente el tiempo de mecanizado es el mismo, ya que se han
mantenido las mismas condiciones con las que se desarrolla esta operación, pero se prevé que
con el nuevo sistema se pueda aumentar la velocidad del mecanizado y por tanto acortar los
tiempos.
En cualquier caso, puede garantizarse que con el nuevo modelo de útil desarrollado en esta
investigación se han alcanzado unas mejoras en los tiempos de operación que se sitúan entre
el 20-25%.
Tras el análisis de las pruebas virtuales y físicas y una vez analizadas las ventajas y los
inconvenientes se concluye que se toma la decisión final de desarrollar, recantear y taladrar
usando el utillaje semiautomático individualizado.
83
CAPÍTULO 5.- PARÁMETROS DE DISEÑO Y FABRICACIÓN DE UTILLAJE.
Tras los análisis anteriormente realizados, se van a plasmar las necesidades en cuanto a
especificaciones concretas de los diferentes parámetros que deberá reunir el utillaje para
considerarlo adecuado.
La elección del utillaje semiautomático individualizado hace que el útil conste de dos partes
bien diferenciadas:
Base con posicionadores y mesas. Será un solo elemento común a todas las piezas.
Será la parte que estará fija en la zona útil de la máquina. Tendrá los posicionadores
móviles en el eje Y que permiten adaptar el útil a cada H.
Útil de macizado. Se trata de un elemento individual para cada elemento.
En la Figura 82 se puede observar un esquema en el que se diferencian las dos partes del
utillaje mencionadas. Respecto a la base se puede apreciar de color rojizo los posicionadores
móviles, mientras que los de color verdoso son fijos (en los extremos).
Figura 82.- Montaje 3D de pieza con útil de macizado y base con posicionadores móviles.
En primer lugar se van a analizar los parámetros de diseño de la base y de la mesa y a
continuación los útiles de macizado
5.1.- PARÁMETROS DE DISEÑO DE BASE CON POSICIONADORES.
5.1.1.-Longitud
La longitud del mayor de los elementos a recantear es de 4707mm, por lo que se recomienda
que para un amarre suficiente para la configuración analizada, se necesitará al menos una
84
longitud total de 4800mm. Sin embargo, con idea de poder afrontar algún futuro cambio de
configuración, se recomendaría ampliar esta longitud hasta los 5000mm.
Figura 83.- Máxima longitud de pieza.
5.1.2.-Flecha
El máximo desplazamiento perpendicular a la dirección longitudinal de los elementos
recanteados es de 372mm, por lo que con un desplazamiento en Y máximo de +380mm, sería
suficiente para asumir la configuración actual. Sin embargo, de nuevo se recomienda al menos
llevar esta flecha máxima admisible por el utillaje a 400mm para poderse adaptar a posibles
futuras configuraciones ligeramente más extremas. Por último, hacer notar, que en todos los
casos, el desplazamiento de Y siempre será positivo.
Figura 84.- Máxima flecha de pieza.
85
5.1.3.- Rango de altura
La diferencia máxima de alturas a los que se deben adaptar los posicionadores para la
configuración actual, es de 1.5mm, aunque se recomienda un recorrido de 2mm, lo que
permitiría el recanteo de PN de configuraciones antiguas, así como posiblemente futuras
(aunque probablemente éstas tiendan a disminuir, más que a aumentar por la reducción del
espesor máximo). De nuevo, comentar que el rango de altura necesaria siempre será positivo
respecto a la altura del primer posicionador fijo.
5.1.4.- Número de posicionadores
El número de amarres mecánicos máximos que se deberán contemplar para el recanteo de los
nuevos elementos, es de 6 elementos. El primero y el último serán fijos. El resto de
posicionadores sería necesario que tuviesen desplazamiento transversal.
5.1.5.-Dimensión de apoyo de posicionadores
Se recomienda la utilización de posicionadores Ø45 con chaflán de 2.5, y base final de Ø40.
Con esto se conseguiría garantizar la utilización de los posicionadores de manera indistinta en
amarres o con vacío en todos los PN, a cualquier longitud, exceptuando 2 de ellos que tienen
una configuración particular, siendo sensiblemente más estrechas que el resto, quedando
algunas zonas sin posibilidad de ser amarradas mediante vacío. Para las Hs particulares, se
podría contemplar en caso de necesidad la adición de un suplemento en el apoyo del
posicionadores que adaptase a esa configuración específica.
5.1.6.-Tipo de apoyo de posicionadores
Si bien se recomienda que los posicionadores sean de material metálico para maximizar su
vida útil, no recomendándose materiales tipo necuron o similares, el tope sí podría contemplar
que fuese de un material distinto al metálico. Así, se recomienda estudiar la posibilidad de que
los topes sean de goma semi-rígida, como se muestra en la Figura 85. Empleando este sistema,
se maximizaría la zona de vacío, ya que dejaría de ser necesaria la instalación de goma para
evitar la pérdida del mismo, estando ésta garantizada por el propio diseño del tope. En La
Figura 86 se muestra un croquis de las dimensiones de los posicionadores.
Finalmente, destacar también que unos elementos de tipo goma reduciría posiblemente el
nivel de vibraciones presentes por su efecto amortiguador, que es uno de los puntos
importantes que se detectan con los útiles actuales. Como inconveniente quedaría una posible
pérdida en la “precisión” del posicionamiento en Z, como consecuencia de tener un elemento
elástico haciendo tope. Habría que valorar la misma con mayor detenimiento, aunque de
partida parece que no va a ser problemática.
86
Figura 85.- Apoyo de posicionadores.
Figura 86.- Croquis de posicionador.
5.1.7.-Tipo de amarre mecánico
En los útiles actuales, el amarre se realiza mediante un tornillo convencional, lo que permite
unas décimas de juego en el posicionamiento. Ante esto, y para mejorar esta situación, se está
considerando la utilización de tornillos especiales con una zona roscada y una zona de caña de
precisión. Esto presenta el problema de que si se utiliza para todos los amarres, sea inviable el
87
mismo, y se necesiten de ajustes puntuales de cada posicionadores. Existen 2 soluciones
llegados a este punto, una la de emplear únicamente tornillos con caña de precisión para el
primer y/o último taladro, y otra, el control del diámetro de la caña para que presenta una
tolerancia controlada definida desde diseño.
5.1.8.- Tipo de apoyo de posicionadores.
Con el objetivo de minimizar el tiempo de “colocación” del conjunto de macizo+elemental en
máquina, se plantea la posibilidad de que los posicionadores acaben en un amarre rápido tipo
“SHUNK”, accionado mediante aire comprimido, lo que presentaría la ventaja de una máxima
precisión, con un mínimo tiempo y desgaste, ya que se evitan problemas derivados de un
continuo amarre y desamarre.
Los amarres rápidos que se definen utilizar son los de son del suministrador EROWA,
referencia ER-039200. En la Figura 87 se muestra una imagen del tipo de amarre a usar, que
proporciona como juego máximo en posicionamiento 0.1 mm.
Figura 87.- Croquis y datos de amarres rápidos.
5.1.9.- Documentación y normativa.
La normativa general aplicable al diseño del utillaje será la AING-142 y de forma particular las
siguientes:
AING-101 Manual de Materiales para Utillaje.
AING-102 Manual de Normales para Utillaje.
AING-109 Codificación para Identificación de Útiles.
APC029 Modelización de Útiles.
AMC094.2 Modelizado de Estructuras.
88
AP3041-E Control de Útiles.
AP3450-E Transporte y Manipulación de Piezas y Conjuntos.
APRD-012 Plan de mantenimiento preventivo de Utillaje.
APRD-012M Plan de Mantenimiento Preventivo
El utillaje deberá ser entregado aportando la siguiente documentación:
Modelo sólido (Catia v5R18)
Plano (Catia v5R18)
Ficha de historial
Informe dimensional
Orden de producción.
Certificado de conformidad
Certificado de materiales
Certificado de tratamientos (si aplica)
5.2.-PARÁMETROS DE DISEÑO DE UTILLAJE DE MACIZADO
5.2.1.- Parámetros de diseño comunes a las bases.
Los parámetros de longitud, flecha, espesores, amarres rápidos y documentación son idénticos
a los citados anteriormente.
5.2.2.- Concepto general
El concepto general del macizado consistirá en dos elementos por PN que darán apoyo total,
copiando la forma interior de los dos perfiles “U” que conforman la “H”. Para los casos de
perfiles “T”, el concepto será el mismo, mientras que para los perfiles “U”, únicamente será
necesario un elemento por PN, por la cara interior.
Así, para cada elemental, se fabricará un elemento inferior, y un elemento superior. Se
aprovecharán los taladros interiores Ø10 para coordinar la colocación del ficticio sobre el útil
inferior, y a su vez para amarrar el elemento superior. El conjunto completo del ficticio, con el
elemento inferior y superior, deberá ir coordinado con una serie de puntos de amarre
(posicionadores), aunque se hablará posteriormente en un apartado específico sobre estos
elementos. En la Figura 88 se muestra una imagen del concepto de macizado.
El útil deberá presentar desahogos para todos los taladros indicados en los modelos de las
elementales, siendo el desahogo de al menos 2mm superior en diámetro al del taladro al que
está dando soporte. La profundidad de los mismos, será o pasante en los casos en que esto sea
posible, o al menos con una profundidad de 14mm.
5.2.3.- Elemento inferior
El elemento inferior será en todos los casos de una sola pieza, o unión permanente, ya que
será la base sobre la que se monte en primer lugar la elemental, y posteriormente el elemento
superior. En la base contará con una serie de amarres rápidos (en azul claro sobre el croquis)
89
que coincidirán con los posicionadores para cada elemento. Así, estos deberán estar a una
distancia determinada para asegurar esa coordinación.
Figura 88.- Modelo 3D del concepto de macizado.
Además de estos amarres rápidos, también tendrán una serie de pasadores roscados (en azul
oscuro sobre el croquis) que aprovecharán los taladros que ya trae el ficticio para situar el
ficticio correctamente, así como posteriormente situar el elemento superior. Se recomienda
también para estos pasadores, la utilización de elementos de amarre rápido con el objetivo de
minimizar la preparación.
Por último, el elemento contará con “piscinas” que aligeren peso sin comprometer la
integridad estructural ni la resistencia del mismo. En la Figura 89 y en la Figura 90 se pueden
observar un ejemplo del elemento inferior.
5.2.4.-Elemento superior
El elemento superior será similar en forma al elemento inferior, copiando la superficie de la
elemental que va a alojar. Las principales diferencias con el elemento inferior es que no
contará con amarres rápidos, y en lugar de pasadores roscados, tendrá taladros pasantes
debidamente encasquillados, por donde pasarán precisamente estos pasadores que vienen
del elemento inferior, que deberán quedar visibles para realizar el apriete de todo el conjunto.
Para las elementales suficientemente grandes, en las que el peso sea un punto a tener en
cuenta, los elementos superiores no serán de una sola pieza, sino que se aprovecharán los THs
de la pieza para que sea el resultado de varios elementos los que formen el conjunto superior
del macizado. En la Figura 91 se observa uno de los elementos superiores.
90
Figura 89.- Cara superior de elemento inferior de macizado
Figura 90.- Cara inferior de elemento inferior de macizado.
91
Figura 91.- Elemento superior de macizado.
5.2.5.- Amarres rápidos
Como ya se ha comentado, en el elemento inferior deberán instalarse una serie de tetones de
amarre rápido que minimicen el tiempo de operación de posicionamiento en máquina. Estos
tetones irán instalados de manera que coordinen con los posicionadores semiautomáticos.
Como ya se ha comentado en apartados anteriores, los posicionadores tendrán una posición
longitudinal fija, y transversalmente serán móviles. Los tetones que se deberán emplear son
del suministrador EROWA, referencia ER-039200.
Cada útil, según su longitud tendrá un mínimo de dos tetones y un máximo de 6.
Los alojamientos para los tetones que son los responsables de su posición, deberán ir
encasquillados, y la rosca por la que se producirá el amarre del tetón a la base de aluminio
deberá ir con un inserto roscado de acero para garantizar la durabilidad de la misma.
5.2.6.- Número de posicionadores
Como ya se ha comentado, el número de amarres mecánicos máximos que se deberán
contemplar para el recanteo de los nuevos elementos, es de 6 elementos. Teniendo en cuenta
que se emplearía utillaje macizo que daría rigidez, 6 puntos de amarre deberían ser suficientes,
si bien éstos deberán tener una rigidez adecuada. El primero sería, fijo, y los demás, irían
coordinados con los macizados de tal manera que únicamente requerirían de desplazamiento
transversal.
Las coordenadas en la que deberán quedar los posicionadores quedan recogidas en la
siguiente Tabla 6.
92
Tabla 6.-Coordenadas de posicionadores.
5.2.7.- Material de macizado
Habrá que considerar con detenimiento el material que se empleará en la fabricación de los
macizos. Si bien un material sencillo de mecanizar como NECURON (o cualquier otra resina de
inyección) presenta una buena cantidad de ventajas respecto a costes inciales y peso, pueden
suponer un problema en un corto plazo cuando comience el uso intensivo, y por consiguiente
el posible deterioro, e incluso rotura, de los elementos. Por ello, se plantea la necesidad del
uso de aluminio, puesto que combina una adecuada rigidez y resistencia, con un peso
contenido respecto a otros materiales como el acero.
5.2.8.- Tipo de apoyo de posicionadores
Con el objetivo de minimizar el tiempo de “colocación” del conjunto de macizo+elemental en
máquina, se plantea la necesidad de que los posicionadores acaben en un amarre rápido ya
descrito en el apartado 5.1.4 (EROWA, ER-039200). Accionado mediante aire comprimido,
presentaría la ventaja de una máxima precisión, con un mínimo tiempo y desgaste, ya que se
evitan problemas derivados de un continuo amarre y desamarre.
5.2.9.-Colocación de elemental sobre macizo
Ante una posible desviación de los taladros provenientes del curado de la elemental, la
coordinación de estos THs con el útil de macizado, debe estar estudiada de tal manera que se
conjugue la necesidad de colocar el ficticio con la máxima precisión, con la de facilitar dentro
de lo posible la tarea de colocación del ficticio en el macizo, siempre garantizando la calidad
del elemento recanteado. El parámetro fundamental para este punto será el del diámetro de
los pasadores que van a través de los THs que vienen en el ficticio. El pasador más centrado de
todos los que lleve la elemental será de Ø9.8, mientras que el resto de pasadores para el resto
de THs, serán de Ø8 para asegurar la posibilidad del montaje incluso en las condiciones más
desfavorables de dilataciones. Estos pasadores deberán estar diseñados con la intención de
minimizar el tiempo de preparación del conjunto del macizado más elemental. Se deberá
estudiar la solución final adoptada.
5.2.10.- Apoyo de elemental sobre macizo.
El apoyo del ficticio sobre el macizo será exclusivamente por la “zona de pieza”, quedando en
voladizo las creces de la misma. Para “asegurar” el apoyo de la elemental en el útil, la zona de
apoyo del mismo deberá ser diseñada de tal forma que la faldilla mecanizada en el útil
presente una inclinación superior al de la faldilla teórica de la elemental que mecaniza. Así, se
mecanizará con una “abertura” de 1° respecto a la inclinación teórica. En la Figura 92 se
observa un croquis del apoyo del ficticio en el macizado.
Coordenadas posicionador 1 posicionador 2 posicionador 3 posicionador 4 posicionador 5 posicionador 6
Coordenada X 0 600 1300 2400 3300 4600
Coordenada Y 0 libre libre libre libre 0
93
Figura 92.- Apoyo de ficticio en macizado.
5.2.11.- Desahogo THs interiores
En los THs que vienen en el ficticio, se observa recurrentemente que vienen con pequeños
excesos de resina. Así, en estos puntos del macizado, se deberán practicar una serie de
lamados de Ø25 alrededor del TH, para salvar esos posibles apoyos no controlados.
5.2.12.- Optimización de peso .
Teniendo en cuenta la colocación que se deberá hacer por parte de los operarios, y para
facilitar esta tarea, será importante estudiar el peso total del macizado, sin comprometer la
integridad estructural del mismo pero permitiendo que incluso el elemento más grande
(4500mm aproximadamente) pueda ser manipulado por dos operarios máximo (45Kg).
5.2.14.- Ergonomía.
Se deberán adaptar soluciones ergonómicas que faciliten la manipulación y el transporte de los
útiles. Así, los elementos superiores deberán llevar un par de asas al menos para elementos
superiores a los 600mm (en útiles muy pequeños se podrá instalar una). La posición de las asas
deberá ser estudiada de forma que no interfiera ni con los taladros del alma de la elemental y
que quede al menos a 200mm del final de la pieza para evitar posibles colisiones con la
campana de aspiración en el corte de orejetas.
5.2.15.- Posibilidad de remecanizado.
94
Para poder hacer frente a futuras modificaciones en los elementos recanteados, se plantea
como necesario contemplar la posibilidad de que los útiles mantengan referencias suficientes
para poder remecanizarse en caso necesario a futuro, asegurando la coordinación con la
primera ejecución.
5.3.- FABRICACIÓN Y RECEPCIÓN DE UTILLAJE
Una vez que se tienen definidos y claros los parámetros de diseño del utillaje se lleva a cabo un
concurso para realizar el diseño definitivo y la fabricación de los mismos. El departamento de
compras y subcontratación de la empresa se encarga de elegir el proveedor más adecuado
para cada caso.
Los diseños definitivos antes de acometer la fabricación son validados por los departamentos
de Ingeniería y Calidad.
Tras la fabricación del utillaje el departamento de Calidad procede a realizar una recepción
técnica del utillaje. En esta inspección se realiza un check list de recepción donde se recogen
los aspectos a controlar. En el ANEXO 3 se puede observar check list de recepción de utillaje.
También se realiza una recepción documental en la que se analiza que toda la documentación
de entrega del utillaje es correcta. Hay que poner especial en el informe dimensional donde se
recogen todas las mediciones que se han realizado sobre el útil. De esta forma se asegura que
el útil cumple con los requisitos establecidos en su diseño.
Una vez que se ha asegurado que toda la documentación es conforme y que el estado del útil
también los es, se procede a marcar el útil en su chapa identificativa como “comprobado”.
Cuando se fabrique con el útil la primera pieza válida, se procederá a sellar la chapa
identificativa del útil como “validado”. En la Figura 93 se muestra un ejemplo de etiqueta
identificativa.
En la Figura 94, Figura 95 y Figura 96 se puede observar algunos ejemplos de los utillajes
terminados.
Figura 93.-Etiqueta identificativa de utillaje.
95
Figura 94.- Utillaje de base con posicionadores móviles.
Figura 95.- Varios útiles de macizado.
96
Figura 96.- Estantería de utillaje de macizado.
97
CAPÍTULO 6.- OPERATIVA DE FABRICACIÓN
En este capítulo se pretende plasmar de una forma general la operativa que se sigue
actualmente en el proceso productivo de recanteo y taladrado.
Para facilitar la identificación tanto de las piezas como del utillaje asociado a cada
elemental se le ha dado un número. Este mismo número se le ha dado al utillaje. De
esta forma se habla de la H número 1,H número 34, etc.
En la máquina debe haber 2 operarios. Uno encargado de la preparación de piezas en
útiles y el otro encargado de colocar la pareja útil más pieza en máquina y de controlar
el mecanizado.
Los operarios tienen unos listados de prioridades de fabricación facilitados por el
responsable de producción. En el caso de no tener prioridades, los operarios van
mecanizando piezas completando aviones.
Una vez que se elige la pieza a mecanizar se busca en la colección de instrucciones de
trabajo (IT) disponible en la máquina la IT asociada a esa pieza.
En la IT está toda la información necesaria para la fabricación de la pieza. En la IT se
indica:
- Part number y documentación aplicable de la pieza a mecanizar.
- Tiempos estimados de mecanizado y de preparación.
- Información relativa al autor del documentado (programador) y a la persona
que ha revisado el documento.
- Utillaje a usar y sus códigos de identificación.
- Herramientas y sus códigos de identificación.
- Croquis de posicionamientos, de utillajes, de piezas, etc.
- Coordenadas y código de barras de posicionadores.
- Referencias u origen, lo que es conocido como el “cero” del programa de
control numérico.
- Breve descripción de las operaciones que va a realizar cada herramienta en el
programa de control numérico.
- Apartado para observaciones o sugerencias del operario para transmitir al
departamento de ingeniería.
- En el ANEXO 2 se muestra un ejemplo del documento IT.
A continuación se coloca la pieza en su útil y se le amarran los tornillos.
En la IT aparece un código de barras con el que se mueven los posicionadores del útil y
se colocan en su posición de recanteo. El útil tiene una serie de sensores que impiden
el movimiento de posicionadores si hay un elemento colocado.
Se montan las herramientas en máquina según las indicaciones de la IT. Esta operación
realmente no se hace, ya que las herramientas están siempre montadas en unas
posiciones definidas y comunes para todas las piezas. Lo único que puede pasar es que
haya que sustituir alguna herramienta por desgaste, pasa que se verá un poco más
adelante.
Se coloca la pareja útil-pieza en la mesa por los sistemas de amarres rápidos.
En el momento que está todo correcto que se puede lanzar el programa de control
numérico se enciende una luz verde en el control de la máquina.
98
El operario carga el código del programa de control numérico y lo lanza.
La primera operación que tienen todos los programas de control numérico es que con
una fija de Ø8 se coloca el cabezal en unos lugares determinados, realizando un
comprobación del correcto posicionamiento de la pieza. Estas comprobaciones
consisten en unos galgeos entre la pieza y la fija de 1 mm.
El siguiente paso del programa consiste en mecanizar con la fresa de Ø8 una serie de
zona a creces (testigos) que se miden por parte del operario y que nos indican que la
fresa se ha montado correctamente. En estos testigos también se puede apreciar si el
acabado del mecanizado es conforme esto nos indica el estado de desgaste de la fresa.
Si el acabado no fuera conforme se sustituirá la fresa por otra nueva.
El siguiente paso es comenzar el taladrado. El programa ejecuta el primer taladro fuera
de pieza y tiene una parada de máquina. En ese momento el operario mide el taladro
para verificar que está dentro de tolerancia y también para asegurar que tiene un
buen aspecto en cuanto a acabado. Si esta prueba no fuera satisfactoria quiere decir
que la broca está desgastada y se ejecuta un cambio de la misma.
El programa continua con el resto de taladros del mismo diámetro.
La operación de medición del primer diámetro del taladro se realiza siempre en cada
diámetro de broca diferente.
El programa continua con el recanteo del contorno.
En paralelo otro operario va preparando la siguiente fabricación y colocando el útil
junto con la pieza ya amarrada.
Una vez que se terminado el programa de control numérico se desmonta la pieza con
su útil y se coloca la siguiente.
En la Figura 96, Figura 97 y Figura 98 se observan varias fases del proceso de recanteo y
taladrado:
Figura 97.- Colocación de ficticio con útil de macizado sobre posicionadores.
99
Figura 98.- Recanteo de contorno.
Figura 99.- Taladrado.
100
101
CAPÍTULO 7.- CONCLUSIONES Y MEJORAS ACTUALES
7.1.- CONCLUSIONES
La elección del utillaje semiautomático individualizado para el proceso de recateo y
taladrado del programa en estudio es la mejor solución de las planteadas ya que
garantiza los objetivos que se buscaban:
- Cumplir con las entregas en un programa de altísima cadencia.
- Garantiza los requisitos de Calidad.
- Minimiza tiempos de mecanizado.
El utillaje macizado individualizado minimiza el comportamiento vibracional inherente
a los bajos espesores y forma del producto a recantear y taladrar.
El tiempo de cambio de utillaje se ha reducido notablemente, con una media de 5
minutos, ya que siempre está preparada otra pieza cuando se termina el mecanizado.
El utillaje de macizado también permite la simplificación del movimiento de los
posicionadores, llegándose a una solución de solo 5 posicionadores con movimientos
en un solo eje.
El tener utillaje individualizado favorece las “entregas por aviones” (una pieza de cada
tipo), que es otro de los requerimientos del cliente. En el proceso de fabricación en
serie es óptimo mientras se está mecanizando una pieza estar preparando el utillaje de
la siguiente, para meter en máquina inmediatamente después de que termine la
primera. Al tener un utillaje individualizado siempre se preparará una pieza diferente a
la que está en máquina, favoreciendo las entregas por avión.
La cadencia de fabricación actual es de una media de 18 elementos por cada turno de
8 horas, lo que permite entregar tres aviones a la semana. La cadencia con el utillaje
convencional era de 3 elementos por turno de 8 horas.
El número de no conformidades se ha visto reducido en un 60%.
El tiempo total de mecanizado (recanteo y taladrado) se ha reducido un 50%.
7.2.- MEJORAS ACTUALES Y TRABAJOS FUTUROS
La gran estabilidad en el proceso de taladrado proporcionada por el utillaje de
macizado ha permitido eliminar el proceso de taladrado que se tenía en dos fases,
taladrado previo y escariado. Actualmente se taladra directamente a diámetro
definitivo, con un avance de 120 mm/min y 7500-9000 r.p.m. consiguiendo una
reducción de tiempos del 60% en este proceso.
Verificaciones estadísticas. La gran robustez que se ha observado en el proceso de
recanteo y taladrado a nivel de calidad ha permitido plantear el siguiente proceso de
verificación por fases:
- Fase 1. Se verifican 5 piezas consecutivas, si no se encuentra ninguna no
conformidad se pasa a la fase dos. Si se encuentra alguna no conformidad se
siguen midiendo piezas hasta llegar a 5 consecutivas conformes.
- Fase 2. Se verifican 1 de cada 5 piezas. Si se encuentra alguna no conformidad
se pasa a la Fase 1.
- Fase 3. Se verifican 1 de cada 10 piezas. Si se encuentra alguna no
conformidad se pasa a la Fase 1.
102
- Cumpliendo todas estas fases también se pone la premisa de que al menos hay
que verificar una pieza de cada tipo al mes.
Dos zonas de trabajo. Para optimizar aún más el rendimiento de la máquina, se
definen dos zonas de trabajo en la máquina. Se fabrica una nueva mesa de trabajo con
3 posicionadores donde se pueden montar el 60 % de los elementos. Los dos
posicionadores de los extremos son fijos, mientras que el central es móvil. De esta
forma se puede ir colocando otra pieza en máquina mientras se está fabricando en la
otra zona. En la Figura 100 se muestra la nueva mesa de trabajo de 3 posicionadores:
Figura 100.- Mesa de 3 posicionadores.
Modificaciones de avances en recanteo. Actualmente las condiciones de corte de las
herramientas han evolucionado a 800 mm/min y 4000 r.p.m. El avance es el doble que
en las pruebas iniciales.
En el futuro se pretenden también minimizar o eliminar las comprobaciones de
posicionamiento, galgeos y testigos que se realizan en el programa de control
numérico.
103
CAPÍTULO 8.- BIBLIOGRAFÍA.
[1] ABD0001. “General limits”. Issue G. 2011
[2] ABS5797. “General manufacturing tolerances for non-metallic composite components of “New Generation Composite Aircraft”. Issue 1. 2010
[3] ABD0002. “Surface roughness”. Issue D. 1997.
[4] ABD0076. “Composite Parts - Surface Characteristics”. Issue D. 2013
[5] ABD0003. “Identification Markings for Aircraft Constituent Items - Design Requirements”. Issue K. 2014.
[6] ABD0004. “Drawing Set Definition”. Issue R. 2013.
[7] ISO1101. “Geometrical Product Specifications (GPS) — Geometrical tolerancing —Tolerances of form, orientation, location and run-out”. Second edition. 2004.
[8] TNA-007-10003. “Protections”. Issue BG. 2014.
[9] AIPS/AIPI03-07-002. “Machining of (non-)continuous fibre reinforced and un-reinforced plastic components”. Issue 7. 2014.
[10] AIPS/AIPI-03-02-19 “Fabricación de Laminados con Materiales Preimpregnados Termoestables”. Índice 3. 2010.
[11] MEC-P-030 Procedimiento interno de inspección visual de materiales compuestos. Revisión 4. 2014.
[12] AITM1-0070. “Surface roughness measurements using surface stylus methods”. Issue 3. 2013.
[13] MEC-I-017. “Procedimiento interno de medición de rugosidad”. Revisión 2. 2015.
104
[14] AING-101. “Manual de Materiales para Utillaje”. Índice C. 2011.
[15] AING-102. “Manual de Normales para Utillaje”. Índice D. 2010.
[16] AING-109. “Codificación para Identificación de Útiles”. Índice B. 2010.
[17] APC029. “Modelización de Útiles”. Índice B. 2005.
[18] AMC094. “Modelización de Estructuras”. Índice C. 2007.
[19] AP3041-E. “Control de Útiles”. Índice 8. 2010.
[20] AP3450-E. “Transporte y Manipulación de Piezas y Conjuntos”. Índice 6. 2011.
[21] APRD-012. “Plan de mantenimiento preventivo de Utillaje”. Revisión 4. 2010.
[22] www.airbusgroup.com
[23] www.alestis.aero
[24] Glare: History of the Development of a New Aircraft Material, (Ad Vlot), publicado por Kluwer Academic Publishers, 2001
[25] History of Composite Materials – Opportunities and necessities” (A. Brent Strong/Brigham Young University). 2004
105
[26] Polymer composite in the Aerospace Industry. P. E. Irving y C. Soutis. Woodhead Publishing Series. 2015.
106
ANEXO 1: PARÁMETROS DE LOS ELEMENTOS A RECANTEAR.
P/N Element Section
Type Height
Max part
length
Pl2PL D
Pl2Pl D/L
End Max
Angle
WEB Thick
WEB-Reif
Thick
HEAD-WEB Thick
HEAD WEB-
R Thick
FOOT Thick
Height WR
HEAD w1
HEAD w2
FOOT w1
FOOT w2
PIEZA 1 Frame I 120 614 5,7 0,0093 1,92 2,3 3,8 2,3 3,1 3,7 16 22 22 35 30
PIEZA 2 Frame I 120 614 5,7 0,0093 1,60 2,3 2,7 2,3 2,5 2,6 16 30 22 30 35
PIEZA 3 Frame I 120 614 5,7 0,0093 1,31 1,6 2,3 1,6 2,0 2,3 16 22 30 35 28
PIEZA 4 Frame I 80 614 5,7 0,0093 0,94 2,3 2,3 2,3 2,3 2,3 16 22 22 35 35
PIEZA 5 Frame C 100 560 0,9 0,0016 0,44 2,3 4,5 2,3 4,5 4,5 5 30 0 30 0
PIEZA 6 Frame I 100 551 0,9 0,0017 0,44 2,3 2,7 2,3 2,5 2,6 16 22 22 30 30
PIEZA 7 Frame C 100 551 0,9 0,0017 0,44 2,3 3,4 2,3 3,4 3,4 5 30 0 30 0
PIEZA 8 Frame I 100 560 1,8 0,0031 0,73 2,0 2,3 2,5 2,7 2,5 16 22 22 30 30
PIEZA 9 Frame I 100 855 5,7 0,0066 1,63 2,0 2,0 2,0 2,0 1,9 16 22 22 30 30
PIEZA 10 Frame I 100 855 5,7 0,0066 1,63 2,0 2,0 2,0 2,0 1,9 16 22 22 30 30
PIEZA 11 Frame T 120 360 1,5 0,0041 0,71 1,6 1,6 1,5 16 22 22 30 30
PIEZA 12 Frame T 120 346 1,8 0,0051 1,49 1,6 1,6 1,5 16 22 22 30 30
PIEZA 13 Frame T 120 333 2,2 0,0065 1,83 2,0 2,0 1,9 16 22 22 30 30
PIEZA 14 Stringer I 90 1279 5,0 0,0039 0,92 2,3 3,1 2,3 2,7 3,0 16 22 22 30 35
PIEZA 15 Stringer I 120 986 1,1 0,0011 0,26 2,3 3,1 3,1 3,4 3,0 16 22 22 35 35
PIEZA 16 Stringer I 80 986 1,1 0,0011 0,43 2,3 3,4 2,3 2,9 3,4 16 20 20 35 30
107
PIEZA 17 Stringer I 120 1255 3,7 0,0030 0,67 2,3 2,3 2,3 2,3 2,3 16 22 22 35 30
PIEZA 18 Stringer I 120 1255 3,7 0,0030 0,67 1,6 1,6 1,6 1,6 1,5 16 22 22 30 30
PIEZA 19 Stringer I 120 1258 1,0 0,0008 0,16 2,3 2,3 2,3 2,3 2,3 16 22 22 35 35
PIEZA 20 Stringer I 120 1258 1,0 0,0008 0,16 1,6 2,3 2,0 2,3 2,3 16 22 22 30 35
PIEZA 21 Stringer I 90 1279 5,0 0,0039 0,92 2,3 3,1 2,3 2,7 3,0 16 22 22 35 35
PIEZA 22 Stringer I 120 2604 11,2 0,0043 0,83 2,3 4,5 2,5 3,6 4,5 16 22 22 30 30
PIEZA 23 Stringer I 120 3133 19,4 0,0062 1,53 3,1 3,4 3,1 3,3 3,4 16 24 24 30 35
PIEZA 24 Stringer I 120 2604 3,4 0,0013 0,83 2,3 4,5 2,5 3,6 4,5 16 22 22 35 30
PIEZA 25 Stringer I 120 3133 19,4 0,0062 1,53 3,1 3,4 3,1 3,3 3,4 16 24 24 35 30
PIEZA 26 Stringer I 120 986 1,1 0,0011 0,26 2,3 2,3 3,1 3,1 2,6 16 22 22 28 35
PIEZA 27 Stringer I 80 986 1,1 0,0011 0,43 2,3 3,4 2,3 2,9 3,4 16 22 22 30 28
PIEZA 28 Stringer I 100 460 0,4 0,0009 0,20 2,3 2,3 3,6 3,6 3,9 16 22 22 30 30
PIEZA 29 Stringer I 100 460 0,4 0,0009 0,20 2,3 2,3 3,6 3,6 3,9 16 22 22 30 30
PIEZA 30 Stringer I 100 460 0,4 0,0009 0,20 1,6 1,6 1,6 1,6 1,5 16 22 22 30 30
PIEZA 31 Stringer I 100 460 0,4 0,0009 0,20 1,6 1,6 1,6 1,6 1,5 16 22 22 30 30
PIEZA 32 Stringer I 100 460 0,4 0,0009 0,20 1,6 1,6 1,6 1,6 1,5 16 22 22 30 30
PIEZA 33 Stringer I 100 460 0,4 0,0009 0,20 1,6 1,6 1,6 1,6 1,5 16 22 22 30 30
PIEZA 34 Stringer I 120 1272 2,9 0,0023 0,53 2,7 3,4 2,7 3,1 3,4 16 22 22 30 30
PIEZA 35 Stringer I 120 1274 2,5 0,0020 0,45 2,3 5,3 2,3 3,8 5,2 16 22 22 30 30
PIEZA 36 Stringer I 120 1274 2,5 0,0020 0,45 2,3 5,3 2,3 3,8 5,2 16 22 22 30 30
PIEZA 37 Stringer I 120 2545 12,7 0,0050 1,14 2,7 3,4 3,3 3,6 3,9 16 22 22 35 30
108
PIEZA 38 Stringer I 120 2545 12,7 0,0050 1,14 2,7 3,4 3,3 3,6 3,9 16 22 22 35 35
PIEZA 39 Stringer I 120 2552 30,6 0,0120 2,69 2,3 2,3 2,3 2,3 2,3 16 22 22 30 35
PIEZA 40 Stringer I 120 2552 30,6 0,0120 2,69 2,3 2,3 2,3 2,3 2,3 16 22 22 35 30
PIEZA 41 Stringer I 120 2581 24,7 0,0096 2,36 2,3 2,3 2,3 2,3 2,3 16 22 22 30 35
PIEZA 42 Stringer I 120 2554 12,7 0,0050 1,13 2,3 5,3 2,5 4,0 5,4 16 22 22 35 30
PIEZA 43 Stringer I 120 2554 12,7 0,0050 1,13 2,3 5,3 2,5 4,0 5,4 16 22 22 30 30
PIEZA 44 Stringer I 120 1272 2,9 0,0023 0,53 2,7 2,7 2,7 2,7 3,2 16 22 22 30 35
PIEZA 45 Stringer C 100 4565 27,0 0,0059 1,54 4,2 4,2 4,2 4,2 4,2 6 33 0 31 0
PIEZA 46 Stringer C 100 4565 27,0 0,0059 1,54 4,2 4,2 4,2 4,2 4,2 6 0 33 0 31
PIEZA 47 Stringer L 120 460 0,4 0,0009 0,20 2,7 2,7 2,7 0 0 0 0 35
PIEZA 48 Frame I 120 3292 325,8 0,1014 19,51 2,3 3,4 2,3 2,9 3,4 16 22 22 30 30
PIEZA 49 Frame I 120 3352 296,1 0,0900 16,72 2,3 3,8 2,3 3,1 3,7 16 22 22 35 30
PIEZA 50 Frame I 90 560 9,0 0,0161 3,57 1,6 2,3 1,6 2,0 2,3 16 22 22 30 35
PIEZA 51 Frame I 90 1424 29,8 0,0210 4,28 2,3 3,4 2,3 2,9 3,4 16 22 22 35 30
PIEZA 52 Frame I 90 1424 29,8 0,0210 4,28 2,3 3,4 2,3 2,9 3,4 16 22 22 35 35
PIEZA 53 Frame I 120 1489 27,6 0,0185 4,41 2,7 3,4 4,0 4,4 3,6 16 22 22 30 35
PIEZA 54 Frame I 120 1489 27,6 0,0185 4,41 2,7 3,4 4,0 4,4 3,6 16 22 22 30 35
PIEZA 55 Frame I 100 1236 30,9 0,0250 9,88 2,0 2,0 2,0 2,0 1,9 16 22 22 30 30
PIEZA 56 Frame I 100 1236 30,9 0,0250 9,88 2,0 2,0 2,0 2,0 1,9 16 22 22 30 30
PIEZA 57 Frame I 120 2270 41,3 0,0182 3,9 2,3 3,8 2,3 3,1 3,7 16 22 22 30 30
PIEZA 58 Frame I 120 1258 64,4 0,0516 19,5 2,7 2,7 2,7 2,7 2,6 16 28 28 35 35
109
PIEZA 59 Frame I 120 1258 64,4 0,0516 19,5 2,7 2,7 2,7 2,7 2,6 16 28 28 35 35
PIEZA 60 Frame I 120 2272 62,8 0,0277 5,54 2,3 3,4 2,3 2,9 3,4 16 22 22 30 30
PIEZA 61 Frame I 80 2276 81,9 0,0361 7,49 3,1 3,1 4,0 4,0 3,2 16 30 30 30 30
PIEZA 62 Frame I 120 385 4,8 0,0124 3,32 2,3 2,3 3,6 3,6 2,3 16 22 22 35 30
PIEZA 63 Stringer I 120 3182 10,2 0,0032 0,91 2,3 3,4 2,3 2,9 3,4 16 22 22 35 30
PIEZA 64 Stringer I 120 3182 10,2 0,0032 0,91 2,3 3,4 2,3 2,9 3,4 16 22 22 30 35
PIEZA 65 Wall Feet L 32 3355 293,8 0,0892 16,56 3,8 3,8 3,8 28 0 0 35 0
PIEZA 66 Wall Feet T 46 3558 118,9 0,0335 9,27 4,9 4,9 4,9 41 0 0 30 35
PIEZA 67 Wall Feet T 42 4766 216,5 0,0458 19,35 3,8 3,8 3,7 39 0 0 30 30
PIEZA 68 Frame I 65 1430 26,4 0,0185 3,963 3,1 4,2 4,7 5,3 4,1 16 22 22 35 35
PIEZA 69 Frame I 65 1430 26,4 0,0185 3,963 3,1 4,2 4,7 5,3 4,1 16 22 22 35 35
PIEZA 70 Frame I 70 1430 26,4 0,0185 3,963 3,4 3,4 5,1 5,1 3,4 16 22 22 35 35
PIEZA 71 Frame I 70 1430 26,4 0,0185 3,963 3,4 3,4 5,1 5,1 3,4 16 22 22 35 35
PIEZA 72 Frame I 120 1265 46,8 0,0372 14,85 2,3 2,3 2,3 2,3 2,3 16 22 22 35 35
PIEZA 73 Stringer I 120 2216 3,8 0,0017 0,38 3,4 3,4 3,4 3,4 3,4 16 22 22 35 35
PIEZA 74 Stringer I 120 2216 3,8 0,0017 0,38 3,4 3,4 3,4 3,4 3,4 16 22 22 35 35
PIEZA 75 Frame T 120 2271 49,9 0,0220 4,45 4,9 4,9 5,2 115 0 0 30 30
110
ANEXO 2: EJEMPLO DE INSTRUCCIÓN DE TRABAJO.
111
112
113
114
ANEXO 3: CHECK LIST DE RECEPCIÓN DE ÚTILES.
![3. IMPLEMENTACIÓN SOFTWARE PARA EL PROYECTO DE ...bibing.us.es/proyectos/abreproy/11432/fichero/Memoria%2F06.+II.+3… · o Mediante los ángulos ZYZ de Euler [1]. o Mediante un](https://static.fdocuments.in/doc/165x107/5f0ac1ef7e708231d42d3194/3-implementacin-software-para-el-proyecto-de-2f06ii3-o-mediante-los.jpg)
