ES2564837T3 - Estructuras compuestas que emplean laminados cuasi-isótropos - Google Patents

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Abstract

Un método de construcción de un armazón de aeronave de material compuesto (20) que tiene un elemento de detención de grietas, donde el armazón de aeronave de material compuesto comprende un elemento de armazón de material compuesto (24) y un revestimiento de material compuesto (22) que incluye una pila de capas de material compuesto reforzadas con fibras unidireccionales (46) en una secuencia de orientaciones de capas que dotan al revestimiento de propiedades cuasi-isótropas, comprendiendo el método: determinar un nivel de desajuste en los coeficientes de Poisson entre las capas adyacentes en la pila que dará como resultado que el revestimiento presente las propiedades cuasi-isótropas, donde el coeficiente de Poisson para cada capa es la relación de la deformación transversal normal para una carga aplicada con la deformación axial en la dirección de la carga aplicada, donde la deformación axial se mide en la dirección paralela al eje longitudinal del armazón de aeronave, y los coeficientes de Poisson difieren unos de otros en una cantidad en el intervalo del 15 al 40 %; seleccionar una secuencia de orientaciones de capas que dará como resultado el nivel determinado de desajuste en los coeficientes de Poisson; fabricar el elemento de armazón de material compuesto; fabricar el revestimiento de material compuesto, incluyendo la laminación de la pila de capas de material compuesto reforzadas con fibras unidireccionales en la secuencia de orientaciones de capas que dotan al revestimiento de propiedades cuasi-isótropas; y unir el elemento de armazón al revestimiento.

Description

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DESCRIPCION
Estructuras compuestas que emplean laminados cuasi-isotropos Campo tecnico
La presente divulgacion se refiere, en general, a estructuras compuestas, y se ocupa mas especialmente de un laminado de material compuesto reforzado con fibras que presenta propiedades cuasi-isotropas utiles en la detencion de la propagacion de grietas, especialmente en armazones de aeronave de material compuesto unificados.
Antecedentes
Habitualmente, los armazones de aeronave se han fabricado de diversos tipos de metales, tales como el aluminio o el titanio, o una combinacion de metales y materiales compuestos. Una ventaja de los armazones de aeronave de metal es que el metal es sustancialmente isotropo y, por lo tanto, presenta propiedades tales como el modulo que puede ser sustancialmente el mismo en todas las direcciones.
La tendencia a usar componentes de material compuesto ligeros y muy resistentes para construir armazones de aeronave ha presentado varios problemas nuevos. Uno de estos problemas se deriva de la naturaleza anisotropa de los laminados de material compuesto que se refuerzan con fibras unidireccionales. Debido a la resistencia a la traccion de las fibras, estos laminados pueden ser mas resistentes en la direccion de las fibras que en la direccion transversal a las fibras. En consecuencia, los laminados de material compuesto anisotropos pueden transferir cargas de una manera diferente que los materiales isotropos, tales como el metal.
Debido a la naturaleza anisotropa de los laminados reforzados con fibras, las grietas y/o la deslaminacion en tales laminados pueden tender a propagarse en la direccion de las fibras. En el caso de un revestimiento de fuselaje, por ejemplo, y sin limitaciones, las grietas y/o la deslaminacion en el laminado pueden propagarse longitudinalmente a menos que, y hasta que, se detengan. Puede ser especialmente importante para detener las grietas y/o la deslaminacion en armazones de aeronave unidos de material compuesto completamente unificados que no se basan en elementos de sujecion mecanicos unir un revestimiento de material compuesto a unos elementos de refuerzo de material compuesto tales como armazones y rigidizadores. En consecuencia, existe una necesidad de un laminado de material compuesto que presente, al menos, propiedades cuasi-isotropas que puedan emplearse ventajosamente en los armazones de aeronave para detener y/o redirigir la propagacion de las grietas y/o la deslaminacion en el laminado.
El documento US 3.995.080 divulga un metodo de fabricacion de estructuras resistentes y ligeras para cargas anisotropas que han mejorado la resistencia a un desprendimiento incipiente.
El documento US 2006/0060705 divulga unas secciones de fuselaje de una aeronave que tienen unos paneles que comprenden rigidizadores y revestimientos de material compuesto.
Sumario
La presente invencion proporciona un metodo de construccion de un armazon de aeronave de material compuesto de acuerdo con la reivindicacion 1.
La puesta en practica del metodo de la presente invencion produce un laminado de material compuesto que se refuerza con fibras unidireccionales, pero que presenta propiedades cuasi-isotropas. La naturaleza cuasi-isotropa del laminado se deriva de la secuencia en la que las orientaciones de capas se apilan durante la laminacion. Las orientaciones de las capas o grupos adyacentes de capas adyacentes se seleccionan para proporcionar una cantidad deseada de desajuste del coeficiente de Poisson de las capas adyacentes. Por ejemplo, en una realizacion, la diferencia o desajuste en el coeficiente de Poisson entre las capas adyacentes puede estar en el intervalo de aproximadamente el 15 al 40%. Como resultado de la naturaleza cuasi-isotropa del laminado provocada por el desajuste en el coeficiente de Poisson de las capas adyacentes, una grieta y/o una deslaminacion pueden detenerse redirigiendo o girando la grieta/deslaminacion. Redirigiendo la trayectoria de propagacion de la grieta/deslaminacion, puede evitarse la progresion de la grieta/deslaminacion hacia las juntas de union en el armazon de aeronave.
De acuerdo con el metodo de la presente invencion, se construye un armazon de aeronave de material compuesto. El armazon de aeronave puede incluir al menos un rigidizador que se corresponde con un elemento de armazon de material compuesto y un revestimiento de material compuesto unido al rigidizador. El revestimiento incluye unas capas apiladas de material compuesto reforzadas con fibras unidireccionales donde cada una de las capas tiene una orientacion de fibra. Las capas se apilan en una secuencia de orientaciones de fibras que modifican la propagacion de una grieta en el revestimiento que se aproxima al rigidizador. El rigidizador puede ser un laminado de material compuesto, y el revestimiento puede unirse al rigidizador mediante una union adhesiva.
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La presente invencion satisface la necesidad de un laminado de material compuesto que tiene propiedades cuasi- isotropas utiles en la detencion de la propagacion de grietas, especialmente en armazones de aeronave de material compuesto completamente unificados.
Breve descripcion de las ilustraciones
La figura 1 es una ilustracion en perspectiva de un armazon de aeronave de material compuesto completamente unificado que emplea laminados cuasi-isotropos.
La figura 2 es una ilustracion del area indicada como “A” en la figura 1.
La figura 3 es una ilustracion de una vista en seccion tomada a lo largo de la lmea 3-3 en la figura 1.
La figura 4 es una ilustracion del area indicada como “B” en la figura 3.
La figura 5 es una ilustracion de una vista en seccion, en perspectiva, tomada a lo largo de la lmea 5-5 en la figura 2.
La figura 6 es una ilustracion de una grieta redirigida que da como resultado el aleteo del revestimiento.
La figura 7 es una ilustracion de una vista en perspectiva de cuatro grupos de capas de material compuesto que
muestran una tfpica secuencia de apilamiento por laminacion que dota al laminado resultante de propiedades cuasi-isotropas.
La figura 8 es una ilustracion de una grafica de la diferencia en el coeficiente de Poisson entre capas adyacentes en funcion de la diferencia en la orientacion de fibra angular de las capas adyacentes.
La figura 9 es una ilustracion de un diagrama de flujo que muestra las etapas de un metodo de fabricacion de una estructura compuesta que emplea un laminado que presenta propiedades cuasi-isotropas.
La figura 10 es una ilustracion de un diagrama de flujo de la metodologfa de produccion y de servicio de aeronaves.
La figura 11 es una ilustracion de un diagrama de bloques de una aeronave.
Descripcion detallada
Haciendo referencia en primer lugar a las figuras 1 y 2, las realizaciones divulgadas se refieren, en general, a un laminado de material compuesto cuasi-isotropo 18 que puede usarse, por ejemplo, y sin limitaciones, para fabricar componentes de un armazon de aeronave 20 de una aeronave (no mostrada). El armazon de aeronave 20 puede incluir, sin limitaciones, un revestimiento de material compuesto externo 22 unido a unos elementos de armazon generalmente circulares 24 y reforzado por unos rigidizadores longitudinales 26. Los elementos de armazon 24 estan espaciados a lo largo del eje longitudinal 30 del armazon de aeronave 20 y proporcionan un refuerzo del revestimiento 22 en la direccion circunferencial. Los rigidizadores 26, denominados a veces largueros, estan espaciados circunferencialmente alrededor del armazon de aeronave 20 y funcionan para fortalecer el armazon de aeronave 20, incluyendo el revestimiento 22 en la direccion longitudinal. El interior 25 del armazon de aeronave 20 puede presurizarse, lo que da como resultado una fuerza circunferencial hacia fuera que se ejerce sobre el revestimiento 22, como se indica por la flecha 28.
Haciendo referencia a la figura 3, en el ejemplo ilustrado, cada uno de los elementos de armazon 24 puede ser de una construccion unitaria de una sola pieza fabricada a partir de laminados de material compuesto tales como epoxi de fibra de carbono. Los elementos de armazon 24 comprenden unas pestanas interna y externa 42, 44, respectivamente, conectadas por una tira 40. Aunque los elementos de armazon ilustrados 24 estan formados de materiales compuestos, los elementos de armazon 24 pueden formarse de otros materiales, incluyendo metales, tales como, sin limitaciones, el aluminio. Ademas, aunque no se ilustra en los dibujos, los elementos de armazon 24 pueden comprender multiples piezas, incluyendo, por ejemplo, y sin limitaciones, un componente de armazon (no mostrado), una grapa de corte (no mostrada) y una correa de desgarros (no mostrada). Las pestanas externas 44 de los armazones de material compuesto 24 pueden unirse por adhesivo al revestimiento 22. De manera similar, los largueros 26 tambien pueden unirse por adhesivo al revestimiento 22, lo que da como resultado un armazon de aeronave unido de material compuesto completamente unificado 20 que es resistente y ligero.
Haciendo referencia a las figuras 3 y 4, el revestimiento 22 formado por el laminado de material compuesto cuasi- isotropo 18 puede comprender unos grupos 48, 50, 52 de capas 46 que comprenden un polfmero reforzado con fibras unidireccionales, tal como el epoxi de fibra de carbono. Todas las capas 46 en cada uno de los grupos de capas 48, 50, 52 pueden tener la misma orientacion de fibra. En una realizacion ejemplar, el grupo de capas 48 puede comprender 44 capas 46 que tienen una orientacion de 0 grados sustancialmente alineada con el eje longitudinal 30 (figura 1) del armazon de aeronave 20, el grupo de capas 50 puede comprender 44 capas 46 de una orientacion de +45 grados, y el grupo de capas 52 puede comprender 16 capas 46 que tienen una orientacion de 90 grados.
El numero de capas 46 que forman el laminado 18 y sus orientaciones puede variar, dependiendo de una diversidad de factores, incluyendo, sin limitaciones, la aplicacion espedfica. Sin embargo, como se tratara a continuacion con mas detalle, la secuencia de apilamiento de las orientaciones de capas se selecciona de una manera que da como resultado que el laminado 18 presente propiedades cuasi-isotropas. El termino “isotropo” hace referencia a las propiedades de un material que son sustancialmente identicas en todas las direcciones. Por el contrario, “anisotropo” hace referencia a las propiedades de un material, tales como la resistencia, que dependen de la direccion de una
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carga aplicada. Las capas individuals 46 que se refuerzan con fibras unidireccionales son sustancialmente anisotropas porque el modulo de la capa es mayor a lo largo de la longitud de las fibras que el modulo en una direccion transversal a la direccion de las fibras. En contraste con la naturaleza anisotropa de las capas individuales 46, la diferencia entre los modulos longitudinal y transversal del laminado 18 puede reducirse sustancialmente usando una secuencia de apilamiento de orientaciones de capas espedfica. La secuencia de apilamiento seleccionada hace que el laminado 18 sea menos anisotropo y mas proximo a isotropo, una condicion que en el presente documento se denomina “cuasi-isotropo”.
La naturaleza cuasi-isotropa del laminado de material compuesto 18 puede ser ventajosa en el tratamiento de grietas en el laminado 18. Para facilitar la descripcion, se pretende que “grieta” y “grietas”, tal como se usan en el presente documento, incluyan una diversidad de inconsistencias en el laminado 18 que pueden estar mas alla de las tolerancias de diseno y que pueden crecer o propagarse en tamano, incluyendo, sin limitaciones, las separaciones en las capas 46 y las grietas que pueden extenderse a traves de mas de una de las capas 46.
El tratamiento de grietas puede incluir cualquiera de varias tecnicas, incluyendo la detencion de la grieta para evitar su propagacion continua y/o guiar o girar la grieta a medida que se propaga. La grieta puede girar en una serie de direcciones, lo que, en ultima instancia, da como resultado una detencion o una liberacion controlada de la energfa tensional que mantiene sustancialmente la integridad estructural del revestimiento 22. Por ejemplo, haciendo referencia a las figuras 1, 2 y 5, una grieta 32 en el laminado 18 puede comenzar en un punto espedfico 36 del revestimiento 22 debido a cualquiera de una diversidad de razones, y puede propagarse longitudinalmente en la direccion de las flechas 35 hacia uno de los elementos de armazon 24. Debido en gran parte a la naturaleza anisotropa de las capas individuales 46, la grieta 32 puede tener una tendencia a seguir propagandose sustancialmente de manera longitudinal hacia y sobre el elemento de armazon 24. Sin embargo, debido a la naturaleza cuasi-isotropa del laminado de material compuesto 18, a medida que la grieta 32 se acerca al elemento de armazon 24, la grieta 32 gira o se desvfa, como se muestra por la flecha 35, y continua circunferencialmente hasta que su propagacion se detiene finalmente en 34.
La intensidad de la tension que hace que se propague la grieta 32 disminuye a medida que la punta (no mostrada) de la grieta 32 se acerca al elemento de armazon 24. Esta disminucion en la intensidad de la tension se debe al hecho de que parte de la carga se desplaza del revestimiento 22 al elemento de armazon 24. Esta disminucion en la intensidad de la tension, que es en gran medida por el corte, junto con una reduccion de la tension en la direccion circunferencial resultante de la presencia del elemento de armazon 24, hace que la grieta gire y se redirija desde la direccion longitudinal a la direccion circunferencial.
En escenarios de propagacion de grietas mas graves, despues de que la grieta 32 gira y progresa circunferencialmente como se muestra en 35, la tension que actua sobre la grieta 32 esta sustancialmente en un modo de apertura o de traccion 47 (figura 5), en lugar de en un modo de corte 49 (figura 5), lo que finalmente da como resultado un fenomeno denominado “aleteo” que se ilustra en la figura 6. El aleteo es el resultado de que la grieta 32 penetre hacia arriba a traves de un numero de las capas 46 en la superficie externa 38 del revestimiento 22, haciendo que las capas se desgarren parcialmente lejos del revestimiento 22 y formen una o mas aletas 34. El aleteo del revestimiento 22 descarga las restantes tensiones que hacen que se propague la grieta 32, deteniendo de este modo la grieta 32 antes de un mayor crecimiento. En algunos casos, cuando la tension que impulsa la propagacion de la grieta 32 es especialmente alta, el aleteo puede producirse tanto en la superficie externa 38 como en la superficie interna 38a (figuras 3 y 5), lo que da como resultado una abertura (no mostrada) en el revestimiento 22 que permite una despresurizacion controlada del espacio presurizado dentro del armazon de aeronave 20.
La naturaleza cuasi-isotropa del laminado 18 que facilita el uso de diversas tecnicas de detencion de grietas, tales como las que se han descrito anteriormente, se hace posible a traves del uso de una secuencia de apilamiento de orientacion de capas, y en este sentido, se hace referencia a continuacion a la figura 7. El laminado 18 se forma laminando una pila 58 de capas que habitualmente pueden disponerse en grupos de capas 60, 62, 64, 66 que contienen cada una de las mismas una o mas capas 46 de una orientacion similar. En la figura 7, la orientacion de capas, indicada por el numero 68, se corresponde con la orientacion de las fibras de refuerzo unidireccionales en la capa 46. En el ejemplo ilustrado, el grupo de capas 66 tiene una orientacion de 90 grados en un sistema de coordenadas bidimensional 94 del armazon de aeronave 20 en el que el eje x esta alineado con el eje longitudinal 30 del armazon de aeronave 20 (figura 1). El grupo de capas 64 tiene una orientacion de 0 grados 68. Los grupos de capas 60 y 62 tienen unas orientaciones de capas 68 de +45 grados y -45 grados, respectivamente. Las orientaciones de capas y la secuencia de apilamiento de los grupos de capas 60, 62, 64, 66 se seleccionan de una manera que da como resultado al menos un nivel seleccionado de desajuste en el coeficiente de Poisson de los adyacentes de los grupos de capas 60, 62, 64, 66. Por ejemplo, y sin limitaciones, la diferencia en el coeficiente de Poisson para el grupo de capas 60 puede diferir del coeficiente de Poisson para el grupo de capas 62 en al menos un valor preseleccionado que representa un desajuste entre los dos coeficientes.
El coeficiente de Poisson es la relacion de la deformacion de contraccion relativa, o deformacion transversal normal para la carga aplicada, con la deformacion de extension relativa, o deformacion axial en la direccion de la carga aplicada. El coeficiente de Poisson puede expresarse como:
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u = - et / Si
donde
u = coeficiente de Poisson
£t = deformacion transversal
£i = deformacion longitudinal o axial
La deformacion puede expresarse como:
e = dl/L
donde
dl = cambio en la longitud
L = longitud inicial
En la aplicacion ilustrada, la deformacion longitudinal o axial se mide en la direccion paralela al eje x mostrado en la figura 7, mientras que la deformacion transversal se mide en una direccion correspondiente al eje y.
El grado de desajuste en el coeficiente de Poisson necesario para conferir propiedades cuasi-isotropas al laminado de material compuesto 18 puede variar ampliamente dependiendo de, sin limitaciones, los materiales usados para las capas 46, el numero de capas 46 en la pila 58 y la aplicacion espedfica para la que se usa el laminado 18. En general, la cantidad de desajuste en el coeficiente de Poisson entre capas adyacentes de diferente orientacion no debena ser mayor que un valor mmimo que es eficaz para ayudar al mecanismo elegido a detener la propagacion de una grieta, tal como el giro de grietas. Un desajuste de los coeficientes de Poisson superior a este valor mmimo podna no ayudar mas en la detencion de grietas y/o podna reducir la resistencia interlaminar entre las capas 46 por debajo de los requisitos mmimos de especificacion. En el caso del revestimiento de material compuesto 22 para el armazon de aeronave 20 descrito anteriormente, puede lograrse un giro/detencion de grietas adecuado, cuando el desajuste en los coeficientes de Poisson de las capas adyacentes 46 o los grupos de capas 60, 62, 64, 66 esta, en general, dentro del intervalo de aproximadamente el 15 al 40 %.
A continuacion, la atencion se dirige a la figura 8 que ilustra una curva 70 para un tfpico laminado de fibra de carbono que representa la relacion entre el coeficiente de Poisson Vxy y la diferencia angular 0 en las orientaciones de dos capas adyacentes 46 o dos grupos de capas 46 en la que la orientacion de las capas 46 es identica para todas las capas en el grupo. El coeficiente de Poisson Vxy es la relacion medida en el sistema de coordenadas x-y 54 mostrado en las figuras 5 y 7. La curva 70 mostrada en la figura 8 se traza para un tfpico material compuesto de fibra de carbono.
La figura 9 ilustra las etapas de un metodo de fabricacion de una estructura compuesta que usa un laminado de material compuesto cuasi-isotropo 18 del tipo descrito anteriormente. Un primer elemento de material compuesto, tal como el revestimiento de laminado 22, esta formado por una serie de etapas 72 que empieza con la determinacion del nivel de desajuste de los coeficientes de Poisson entre capas adyacentes o grupos de capas adyacentes, como se muestra en la etapa 74. Las orientaciones de capas espedficas usadas en la laminacion se seleccionan en 76 basandose en parte en el nivel de desajuste determinado en 74. A continuacion, en 78, se selecciona una secuencia de apilamiento de orientaciones de capas que proporciona la cantidad deseada del desajuste determinado en 74. A continuacion, en 80, las capas 46 se laminan en la secuencia de apilamiento seleccionada y, a continuacion, la laminacion se compacta y se cura en 82. El primer elemento de material compuesto que se ha fabricado, se une a un segundo elemento de material compuesto 84 mediante una union por adhesivo.
Las realizaciones de la divulgacion pueden encontrar uso en una diversidad de aplicaciones potenciales, especialmente en la industria del transporte, incluyendo, por ejemplo, las aplicaciones aeroespaciales, mantimas y automovilfsticas. Por lo tanto, haciendo ahora referencia a las figuras 10 y 11, las realizaciones de la divulgacion pueden usarse en el contexto de un metodo de fabricacion y de servicio de aeronaves 90, como se muestra en la figura 10, y una aeronave 92, como se muestra en la figura 11. Durante la pre-produccion, el metodo ejemplar 90 puede incluir la especificacion y el diseno 94 de la aeronave 92 y la adquisicion de materiales 96. Los laminados cuasi-isotropos divulgados pueden especificarse y disenarse como parte de la especificacion y el diseno 94 de la aeronave 92, y adquirirse como parte del proceso de adquisicion 96. Durante la produccion, tienen lugar la fabricacion de componentes y subconjuntos 98 y la integracion del sistema 100 de la aeronave 92. Los laminados cuasi-isotropos divulgados en el presente documento pueden usarse para fabricar diversos componentes y subconjuntos durante la etapa 98 que, a continuacion, pueden integrarse durante la etapa de integracion del sistema 100. A partir de entonces, la aeronave 92 puede pasar la certificacion y entrega 102 con el fin de ponerse en servicio 106. Los laminados cuasi-isotropos pueden usarse para lograr la certificacion de la aeronave 92 y/o para satisfacer los requisitos de entrega. Mientras esta en servicio por un cliente, se preven un mantenimiento y un servicio rutinarios 106 para la aeronave 92 (que tambien puede incluir modificaciones, reconfiguraciones, remodelaciones, y
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as^ sucesivamente). Los laminados cuasi-isotropos pueden usarse mientras que la aeronave 92 esta en servicio 104 para volver a trabajar las areas de la aeronave 92.
Cada uno de los procesos del metodo 90 puede realizarse o llevarse a cabo por un integrador de sistemas, un tercero, y/o un operario (por ejemplo, un cliente). Para los fines de esta descripcion, un integrador de sistemas puede incluir, sin limitaciones, cualquier numero de fabricantes de aeronaves y subcontratistas del sistema principal; un tercero puede incluir, sin limitaciones, cualquier numero de vendedores, subcontratistas y proveedores; y un operario puede ser una comparua aerea, una empresa de leasing, un organismo militar, una organizacion de servicios, y asf sucesivamente.
Como se muestra en la figura 11, la aeronave 92 producida por el metodo ejemplar 90 puede incluir un armazon de aeronave 108 con una pluralidad de sistemas 110 y un interior 112. Los laminados cuasi isotropos pueden usarse en diversos componentes del armazon de aeronave 108. Ejemplos de sistemas de alto nivel 110 incluyen uno o mas de un sistema de propulsion 114, un sistema electrico 116, un sistema hidraulico 118, y un sistema ambiental 120. Puede incluirse cualquier numero de otros sistemas. Aunque se muestra un ejemplo aeroespacial, los principios de la divulgacion pueden aplicarse a otras industrias, tales como la industria mantima y automovilfstica.
Los sistemas y los metodos incorporados en el presente documento pueden emplearse durante una cualquiera o mas de las etapas del metodo de produccion y de servicio 90. Por ejemplo, los componentes o subconjuntos correspondientes al proceso de produccion 90 pueden fabricarse o manufacturarse de una manera similar a los componentes o subconjuntos producidos mientras que la aeronave 92 esta en servicio. Ademas, una o mas realizaciones del aparato, realizaciones del metodo, o una combinacion de las mismas, pueden utilizarse durante las etapas de produccion 98 y 100, por ejemplo, acelerando sustancialmente el montaje o reduciendo el coste de una aeronave 92. De manera similar, una o mas realizaciones del aparato, realizaciones del metodo, o una combinacion de las mismas, pueden utilizarse mientras que la aeronave 92 esta en servicio, por ejemplo, y sin limitaciones, para el mantenimiento y servicio 106.

Claims (1)

  1. REIVINDICACIONES
    1. Un metodo de construccion de un armazon de aeronave de material compuesto (20) que tiene un elemento de detencion de grietas, donde el armazon de aeronave de material compuesto comprende un elemento de armazon de 5 material compuesto (24) y un revestimiento de material compuesto (22) que incluye una pila de capas de material compuesto reforzadas con fibras unidireccionales (46) en una secuencia de orientaciones de capas que dotan al revestimiento de propiedades cuasi-isotropas, comprendiendo el metodo:
    determinar un nivel de desajuste en los coeficientes de Poisson entre las capas adyacentes en la pila que dara 10 como resultado que el revestimiento presente las propiedades cuasi-isotropas, donde el coeficiente de Poisson para cada capa es la relacion de la deformacion transversal normal para una carga aplicada con la deformacion axial en la direccion de la carga aplicada, donde la deformacion axial se mide en la direccion paralela al eje longitudinal del armazon de aeronave, y los coeficientes de Poisson difieren unos de otros en una cantidad en el intervalo del 15 al 40 %;
    15 seleccionar una secuencia de orientaciones de capas que dara como resultado el nivel determinado de desajuste en los coeficientes de Poisson;
    fabricar el elemento de armazon de material compuesto;
    fabricar el revestimiento de material compuesto, incluyendo la laminacion de la pila de capas de material compuesto reforzadas con fibras unidireccionales en la secuencia de orientaciones de capas que dotan al 20 revestimiento de propiedades cuasi-isotropas; y unir el elemento de armazon al revestimiento.
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