Requerimientos de materiales en las estructuras aeronáuticas

En general, las demandas estructurales de la industria aeronáutica han ido cambiando a lo largo de los años, pero siempre se han dirigido hacia estructuras con menor peso, y mayor resistencia mecánica, tolerancia al daño, durabilidad y seguridad [STA97, IMM95, STA99]:

 Hasta cerca de 1970, el principal requerimiento estructural fue mejorar el límite elástico y la resistencia a tracción para reducir peso, aunque sin olvidar la tolerancia al daño y la durabilidad, especialmente en la segunda mitad del siglo XX.

o Durante las primeras décadas del siglo XX se emplearon los duraluminios (aleaciones Al-Cu-Mg) para la construcción de aviones y dirigibles. [STA96,

por ejemplo]. Sin embargo, como se ha citado anteriormente, estas aleaciones se corroen en aire por exfoliación, lo que restringió su empleo hasta el

desarrollo de técnicas de protección eficaces como el plaqueado o el anodizado (en ambos casos en torno a 1927) [STA96].

o La mayor resistencia mecánica se consigue con las aleaciones Al-Zn-Mg(-Cu) (serie 7000). Las primeras investigaciones con aleaciones ternarias Al-Zn-Mg se remontan al año 1913, y la buena respuesta de estas aleaciones al

tratamiento térmico es conocida desde los trabajos desarrollados en 1917 por Rosehain y colaboradores: en este tipo de aleaciones, se obtuvo una resistencia a tracción del orden de 580 MPa cuando la resistencia obtenida por aquella época en los duraluminios estaba en torno a 420 MPa [POL95]. Sin embargo

estas aleaciones no se usaron durante las dos décadas siguientes en estructuras aeronáuticas debido a su mal comportamiento en corrosión bajo tensiones (SCC) que limitaba su utilización en condiciones de máxima resistencia mecánica (tratamiento térmico T6). No obstante las necesidades militares (2ª Guerra Mundial) propiciaron su uso en estructuras aeronáuticas a partir de los años cuarenta del siglo XX, en particular la aleación 7075 T6 [HUN89], que desde entonces ha sido la aleación de referencia cuando se requiere máxima resistencia mecánica.

o En los años posteriores, la buena resistencia a tracción de estas aleaciones hizo que se usaran en aviones comerciales, desarrollándose otras nuevas aleaciones más resistentes como la 7178 (600 MPa de resistencia a tracción), pero que cayó en desuso rápidamente por problemas de tolerancia al daño y durabilidad, ya que los accidentes causados por fatiga que ocurrieron en varios aviones Comet en 1954 [WIL03] pusieron de manifiesto la necesidad de usar

aleaciones con alta tolerancia al daño en las estructuras aeronáuticas y desde entonces suele ser un requisito de diseño en la mayor parte de las zonas del avión.

o El aumento de tamaño de las aeronaves exigió estructuras de mayor espesor lo que llevó a desarrollar la aleación 7079, con algo menos de resistencia a tracción que la 7075 pero con menor sensibilidad al enfriamiento, lo que permitía su uso en piezas de mayor tamaño. Sin embargo, esta aleación presentó una gran susceptibilidad a corrosión bajo tensiones (a pesar de que se comportó muy bien en los ensayos acelerados usados para su caracterización) y provocó numerosos fallos en servicio que obligaron a su remplazo [MAR95]. o La aparición en la década de los sesenta de los tratamientos térmicos

sobremadurados (tratamientos T7) alivió el problema de la corrosión bajo tensiones en las aleaciones de la serie 7000, en especial, para la aleación 7075.

 En concreto, el desarrollo de tratamientos térmicos específicos para optimizar la resistencia a corrosión bajo tensiones (tratamiento T73, Sprowls et al. 1964, U.S. Patent 3198676, [SPR64]), que se comentará con mayor detalle posteriormente) permitió el uso sin peligro de estas aleaciones (fundamentalmente la 7075, en parte remplazando a la 7079 que no respondía bien a este tratamiento), aunque penalizando el peso de la estructura ya que para la aleación 7075 en el estado T73 se produce una notable pérdida de resistencia mecánica (entre el 10 y 15 %) respecto a la máxima obtenible con el estado T6.

 Una solución intermedia se alcanzó poco después con el tratamiento T76 que optimizaba el comportamiento a corrosión por exfoliación sin deteriorar tanto la resistencia mecánica como el T73.

o Esto propició el desarrollo de otras aleaciones como la 7050 en la que en el tratamiento T74 (una variante del T73) se obtenía una combinación de resistencia a tracción y a corrosión bajo tensiones más aceptable.

 La crisis del petróleo acaecida en la década de los setenta del siglo pasado provocó un importante incremento del precio de los combustibles que de alguna forma marcó el camino futuro de las aleaciones de aluminio aeronáuticas, al acelerar el desarrollo de los materiales compuestos de matriz polimérica (PMC) que, aunque fueran más caros, ya sí podían ser un material competitivo para su uso en estructuras aeronáuticas:

o En ese nuevo marco económico, el mayor coste de estos materiales

compuestos podía ser compensado por el ahorro en combustible que conlleva su uso, ya que estos materiales compuestos son capaces de proporcionar mayor resistencia específica y rigidez que las aleaciones de aluminio lo que permite reducir el peso de la estructura.

o Aunque en esos años se creyó que los materiales compuestos de matriz polimérica se convertirían en el futuro en el material característico en la construcción aeronáutica, la baja tolerancia al daño de estos materiales y los altos costes de mantenimiento que conllevan han hecho que su uso no se haya generalizado a toda la estructura del avión como en un principio se pensó [STA97].

o No obstante, en las zonas en las que la tolerancia al daño no es un requisito de diseño crítico (por ejemplo, la cola del avión, en la que se requiere gran rigidez y se diseña en función del valor del módulo elástico) los materiales

compuestos de matriz polimérica están sustituyendo a las aleaciones de aluminio, ya que en dichas zonas la mayor tenacidad de fractura de las

aleaciones de aluminio no representa una gran ventaja respecto a los materiales compuestos de matriz polimérica [STA95].

 A partir de entonces, a los anteriores requisitos de las estructuras fabricadas con aleaciones de aluminio (alta resistencia a tracción, tolerancia al daño y durabilidad) se añadieron otros nuevos: bajos costes de fabricación y mantenimiento, que han

marcado el desarrollo de las aleaciones de aluminio aeronáuticas. [MOR98] Esto trajo la necesidad de que las futuras aleaciones de uso aeronáutico fueran capaces de aglutinar en una misma aleación las mejores propiedades (resistencia a tracción, tenacidad de fractura y comportamiento en corrosión, especialmente bajo tensiones) que se podían alcanzar con diferentes aleaciones o tratamientos térmicos, lo que ha impulsado el desarrollo de nuevas aleaciones y tratamientos térmicos que pudieran cumplir esas expectativas.

o En el primer caso, la competencia con los materiales compuestos trajo el desarrollo de las aleaciones aluminio-litio (2090, 2091 y 8090) de mayor densidad y módulo elástico, pero ninguna de ellas ha encontrado su nicho de aplicación en aeronaves (aunque sí lo hayan hecho en helicópteros y vehículos

espaciales). Asimismo, también se han desarrollado otros materiales metálicos (laminados Glare y Arall) que tampoco han tenido mucha aceptación, si bien ya se están introduciendo en las aeronaves. [BRI89, STA97]

o Más éxito ha tenido el desarrollo de nuevas aleaciones de la serie 7000 modificando ligeramente la composición de las ya existentes 7075 y 7050, lo que ha dado lugar a la aparición de las aleaciones 7475 y 7150, con más amplias posibilidades de uso y que, especialmente en el caso de la 7475, mejoran su tenacidad de fractura pero manteniendo su resistencia a tracción. o Asimismo, se han desarrollado y patentado (Cina B., 1974, U.S. Patent

3856584 [CIN74]) los tratamientos térmicos de reversión y remaduración (tratamientos RR) que en probetas de laboratorio de pequeño tamaño son capaces de obtener simultáneamente la máxima resistencia a tracción de la aleación 7075 con una práctica inmunidad a corrosión bajo tensiones, si bien el uso industrial de los mismos todavía no se ha alcanzado (más adelante se tratarán con mucho mayor detalle estos tratamientos).

o A este respecto, la compañía Alcoa ha patentado (Brown M.H., 1984, U.S. Patent 4477292, [BRO94]) un tratamiento en tres etapas similar a los RR pero con temperaturas de reversión inferiores a las de Cina. Asimismo, dicha compañía también ha desarrollado un tratamiento propio que ha denominado T77 (del que no ha dado detalles, aunque algunos autores [POL95, WU01, KAN94] lo consideren una variante de los citados tratamientos RR) que combina buenas propiedades mecánicas y en corrosión bajo tensiones en las aleaciones 7050 y 7150, y que ya se están utilizando en estructuras

aeronáuticas que trabajan a compresión [STA95]. Posteriormente, también ha desarrollado la aleación 7055, para ser usada específicamente con ese

tratamiento T77 y también en estructuras que trabajen a compresión [STA96]. Todos estos avances han permitido que las aleaciones de aluminio sigan siendo el material más usado en la estructura de las aeronaves, a pesar del uso creciente de los PMC, porque tienen un menor coste de fabricación y mantenimiento, un bajo riesgo de sustitución y el uso de una infraestructura industrial existente previamente [WIL03].

En la actualidad el interés de la industria aeronáutica sigue siendo reducir los costes de manufactura (fabricación) y mantenimiento, sin sacrificar las prestaciones; es decir, tener materiales asequibles y con altas prestaciones (características), que proporcionen un mejor comportamiento en corrosión [WOR99, BRO99, SMI03, entre otros]. Es decir.

 Mejorar las propiedades de las planchas gruesas para sustituir, en la medida de lo posible, los productos de forja por planchas mecanizadas, y

 Desarrollar tratamientos térmicos que combinen la máxima resistencia a tracción y en corrosión bajo tensiones, lo que permitirá reducir los costes operacionales

(combustible y mantenimiento). [STA95]