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	[4] Ficha técnica TenCate Cetex® TC1225: [https://www.toraytac.com/media/3bd72fac-0406-48e4-bfc4-2ffd2398ac0c/zipxIA/TAC/Documents/Data_sheets/Thermoplastic/UD%20tapes,%20prepregs%20and%20laminates/Toray-Cetex-TC1225_PAEK_PDS.pdf https://www.toraytac.com/media/3bd72fac-0406-48e4-bfc4-2ffd2398ac0c/zipxIA/TAC/Documents/Data_sheets/Thermoplastic/UD%20tapes,%20prepregs%20and%20laminates/Toray-Cetex-TC1225_PAEK_PDS.pdf]		[4] Ficha técnica TenCate Cetex® TC1225: [https://www.toraytac.com/media/3bd72fac-0406-48e4-bfc4-2ffd2398ac0c/zipxIA/TAC/Documents/Data_sheets/Thermoplastic/UD%20tapes,%20prepregs%20and%20laminates/Toray-Cetex-TC1225_PAEK_PDS.pdf https://www.toraytac.com/media/3bd72fac-0406-48e4-bfc4-2ffd2398ac0c/zipxIA/TAC/Documents/Data_sheets/Thermoplastic/UD%20tapes,%20prepregs%20and%20laminates/Toray-Cetex-TC1225_PAEK_PDS.pdf]

−	~~<span style="text-align: center; font-size: 75%;">~~[5] Ficha técnica~~</span> <span style="text-align: center; font-size: 75%;">~~PC_ePreg245CHT/PC40: [https://www.ecc-fabrics.de/fileadmin/user_upload/ECC-Product-Information-2018.pdf https://www.ecc-fabrics.de/fileadmin/user_upload/ECC-Product-Information-2018.pdf]~~</span>~~	+	[5] Ficha técnica PC_ePreg245CHT/PC40: [https://www.ecc-fabrics.de/fileadmin/user_upload/ECC-Product-Information-2018.pdf https://www.ecc-fabrics.de/fileadmin/user_upload/ECC-Product-Information-2018.pdf]

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 Para validar las soluciones tecnológicas propuestas se han planteado dos demostradores consistentes en dos piezas que actualmente se desarrollan en MCMTE para el programa AIRBUS A350XWB. Se trata de dos piezas del carenado ventral: panel cubierta y puerta de acceso. Son piezas de estructura secundaria, pero muy utilizadas, ya que representan el 15% de las piezas de esta zona del avión. Su relativa geometría plana, pero al mismo tiempo, con zonas complejas, las hace de interés para validar los objetivos del proyecto.
-El panel cubierta es montado interiormente en el fuselaje, y su función consiste en proteger el interior del avión de la entrada de cualquier objeto extraño. En la actualidad se fabrica en material compuesto, formado por cinco telas de fibra de carbono preimpregnadas en resina epoxi y dos telas de fibra de vidrio. El panel de puerta de acceso presenta la función de dotar de acceso desde el exterior de la aeronave a determinados sistemas montados en el interior del fuselaje. Es fabricado en material compuesto, formado por una capa de malla de bronce (protección contra rayos y blindaje electromagnético), trece telas de fibra de carbono preimpregnadas en resina epoxi, una tela de fibra de vidrio y una capa de fluoruro de polivinilo (protección contra humedad y resistencia a fluidos y/o combustible). Aunque este tipo de paneles suelen disponer de núcleo (tal y como se muestra en la <span id='cite-_Ref102035957'></span>[[#_Ref102035957|<span style="text-align: center; font-size: 75%;">Figura 1</span>]], por su funcionalidad es relativamente fácil fabricarlo en estructura monolítica, cumpliendo los requisitos de cálculo.
+El panel cubierta es montado interiormente en el fuselaje, y su función consiste en proteger el interior del avión de la entrada de cualquier objeto extraño. En la actualidad se fabrica en material compuesto, formado por cinco telas de fibra de carbono preimpregnadas en resina epoxi y dos telas de fibra de vidrio. El panel de puerta de acceso presenta la función de dotar de acceso desde el exterior de la aeronave a determinados sistemas montados en el interior del fuselaje. Es fabricado en material compuesto, formado por una capa de malla de bronce (protección contra rayos y blindaje electromagnético), trece telas de fibra de carbono preimpregnadas en resina epoxi, una tela de fibra de vidrio y una capa de fluoruro de polivinilo (protección contra humedad y resistencia a fluidos y/o combustible). Aunque este tipo de paneles suelen disponer de núcleo (tal y como se muestra en la Figura 1, por su funcionalidad es relativamente fácil fabricarlo en estructura monolítica, cumpliendo los requisitos de cálculo.
 <div class="center" style="width: auto; margin-left: auto; margin-right: auto;">

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 <span style="text-align: center; font-size: 75%;">''Figura 2. Geometría del panel cubierta (izq.) y puerta de acceso (drcha.) redefinidos para su fabricación en composite termoplástico.''</span></div>
-<span style="text-align: center; font-size: 75%;">En base a estos resultados se ha propuesto el dimensionado (número de telas, espesor y estrategia de apilado) de las dos geometrías de demostradores AEROPLAS, seleccionándose el apilado que se presenta en la </span><span id='cite-_Ref102040508'></span>[[#_Ref102040508|<span style="text-align: center; font-size: 75%;">Tabla 1</span>]]<span style="text-align: center; font-size: 75%;">para el panel puerta de acceso. En el caso del panel cubierta, se ha seleccionado el apilado que se presenta en la </span><span id='cite-_Ref102040519'></span>[[#_Ref102040519|<span style="text-align: center; font-size: 75%;">Tabla 2</span>]]<span style="text-align: center; font-size: 75%;">. Como se puede observar, para ambos materiales se emplearon el mismo número de capas, pero la pieza final presentará distinto espesor al variar el espesor de capa de cada uno de ellos.</span>
+En base a estos resultados se ha propuesto el dimensionado (número de telas, espesor y estrategia de apilado) de las dos geometrías de demostradores AEROPLAS, seleccionándose el apilado que se presenta en la Tabla 1 para el panel puerta de acceso. En el caso del panel cubierta, se ha seleccionado el apilado que se presenta en la Tabla 2. Como se puede observar, para ambos materiales se emplearon el mismo número de capas, pero la pieza final presentará distinto espesor al variar el espesor de capa de cada uno de ellos.
 <div id="_Ref102040508" class="center" style="width: auto; margin-left: auto; margin-right: auto;">
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 ==3.2. Caracterización de los composites termoplásticos==
-<span style="text-align: center; font-size: 75%;">Como primer paso para la fabricación de los demostradores, se han llevado a cabo pruebas para la optimización de la fabricación de laminados en prensa, determinándose las condiciones óptimas para el procesamiento de cada uno de los materiales. Una vez fijadas, se ha realizado la correspondiente caracterización. En la </span><span id='cite-_Ref102042250'></span>[[#_Ref102042250|<span style="text-align: center; font-size: 75%;">Tabla 3</span>]]<span style="text-align: center; font-size: 75%;"> se muestran los parámetros óptimos de fabricación para cada uno de los materiales estudiados, seleccionados en base al análisis microscópico de los laminados desarrollados.</span>
+Como primer paso para la fabricación de los demostradores, se han llevado a cabo pruebas para la optimización de la fabricación de laminados en prensa, determinándose las condiciones óptimas para el procesamiento de cada uno de los materiales. Una vez fijadas, se ha realizado la correspondiente caracterización. En la Tabla 3 se muestran los parámetros óptimos de fabricación para cada uno de los materiales estudiados, seleccionados en base al análisis microscópico de los laminados desarrollados.
 <div id="_Ref102042250" class="center" style="width: auto; margin-left: auto; margin-right: auto;">
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 <span style="text-align: center; font-size: 75%;">''Figura 3. Microscopía óptica en detalle del laminado de LM-PAEK/CF (izq.) y PC/CF (drcha.).''</span></div>
-<span style="text-align: center; font-size: 75%;">En primer lugar, se realizaron ensayos de calorimetría diferencial de barrido, con el fin de determinar la temperatura de transición vítrea (T<sub>g</sub>) y de fusión (T<sub>m</sub>) de los laminados procesados mediante termoformado, así como para obtener la entalpía de fusión. En la </span><span id='cite-_Ref102066217'></span>[[#_Ref102066217|<span style="text-align: center; font-size: 75%;">Tabla 4</span>]]<span style="text-align: center; font-size: 75%;"> se muestran los resultados obtenidos del ensayo. De los dos materiales seleccionados, únicamente cobra sentido analizar la cristalinidad del material M1, por ser un material semicristalino. Para el caso del material basado en PC/CF, al tratarse de un polímero amorfo, que por tanto no presenta ninguna forma cristalina, este análisis no es aplicable. El cálculo del grado de cristalinidad se realizó comparando el calor de fusión de la muestra analizada con la de una muestra de referencia con un grado de cristalinidad del 100%, que para el LM-PAEK es de 130 J/g. Se obtuvo un valor de 20,1% de cristalinidad para el material basado en LM-PAEK/CF.</span>
+En primer lugar, se realizaron ensayos de calorimetría diferencial de barrido, con el fin de determinar la temperatura de transición vítrea (T<sub>g</sub>) y de fusión (T<sub>m</sub>) de los laminados procesados mediante termoformado, así como para obtener la entalpía de fusión. En la Tabla 4 se muestran los resultados obtenidos del ensayo. De los dos materiales seleccionados, únicamente cobra sentido analizar la cristalinidad del material M1, por ser un material semicristalino. Para el caso del material basado en PC/CF, al tratarse de un polímero amorfo, que por tanto no presenta ninguna forma cristalina, este análisis no es aplicable. El cálculo del grado de cristalinidad se realizó comparando el calor de fusión de la muestra analizada con la de una muestra de referencia con un grado de cristalinidad del 100%, que para el LM-PAEK es de 130 J/g. Se obtuvo un valor de 20,1% de cristalinidad para el material basado en LM-PAEK/CF.
-<span style="text-align: center; font-size: 75%;">Por otro lado, se hace necesaria la caracterización mecánica de los laminados, con el fin de evaluar su idoneidad en los casos de uso establecidos. Esta caracterización se centró en la resistencia a cizalla interlaminar, compresión y tracción, cuyo resultado de los ensayos se observa en la </span><span id='cite-_Ref102066382'></span>[[#_Ref102066382|<span style="text-align: center; font-size: 75%;">Tabla 5</span>]]<span style="text-align: center; font-size: 75%;">. </span>
+Por otro lado, se hace necesaria la caracterización mecánica de los laminados, con el fin de evaluar su idoneidad en los casos de uso establecidos. Esta caracterización se centró en la resistencia a cizalla interlaminar, compresión y tracción, cuyo resultado de los ensayos se observa en la Tabla 5.
 <div id="_Ref102066217" class="center" style="width: auto; margin-left: auto; margin-right: auto;">
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 La fabricación de los nuevos componentes aeronáuticos se propone a través de dos vías: termoformado y estampación. Para ello, en primer lugar, se han obtenido laminados planos de 500x500 mm en prensa mediante termoformado, con el apilado y espesor definidos anteriormente, así como con los ciclos de fabricación optimizados para ambos materiales.
-<span style="text-align: center; font-size: 75%;">Para las piezas fabricadas mediante estampación, se lleva a cabo el calentamiento previo del laminado en la estación IR hasta una temperatura superior a la T<sub>g</sub>, pero sin alcanzar la T<sub>m</sub> del polímero. Una vez el laminado se encuentra a la temperatura deseada, se introduce en la prensa para su conformado, estando el molde calentado previamente. En el caso del termoformado, todo el proceso tiene lugar en el interior de la prensa, tanto el calentamiento como el conformado. En la </span><span id='cite-_Ref102122144'></span>[[#_Ref102122144|<span style="text-align: center; font-size: 75%;">Figura 4</span>]]<span style="text-align: center; font-size: 75%;"> se muestra la estación de estampación, formada por la estructura para el calentamiento mediante IR y la prensa hidráulica. </span>
+Para las piezas fabricadas mediante estampación, se lleva a cabo el calentamiento previo del laminado en la estación IR hasta una temperatura superior a la T<sub>g</sub>, pero sin alcanzar la T<sub>m</sub> del polímero. Una vez el laminado se encuentra a la temperatura deseada, se introduce en la prensa para su conformado, estando el molde calentado previamente. En el caso del termoformado, todo el proceso tiene lugar en el interior de la prensa, tanto el calentamiento como el conformado. En la Figura 4 se muestra la estación de estampación, formada por la estructura para el calentamiento mediante IR y la prensa hidráulica.
 <div class="center" style="width: auto; margin-left: auto; margin-right: auto;">
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 <span style="text-align: center; font-size: 75%;">''Figura 4. Estación de estampación empleada.''</span></div>
-<span style="text-align: center; font-size: 75%;">Una vez definidas las dimensiones y apilados de las nuevas piezas, se procedió al diseño de los moldes, que han sido fabricados en aluminio. Los moldes de estampación son comunes para ambos materiales, al no presentar limitaciones en términos de espesor, mientras que los de termoformado presentan suplementos internos en función del espesor de la pieza final (debido a las diferencias en el calibre de las láminas de material). Además, todos los moldes presentan acanaladuras para el posicionamiento de fibras ópticas (FBGs), que permiten registrar las variaciones de temperatura y deformación del componente durante su obtención. En la </span><span id='cite-_Ref102125626'></span>[[#_Ref102125626|<span style="text-align: center; font-size: 75%;">Figura 5</span>]]<span style="text-align: center; font-size: 75%;"> se muestra uno de estos moldes.</span>
+Una vez definidas las dimensiones y apilados de las nuevas piezas, se procedió al diseño de los moldes, que han sido fabricados en aluminio. Los moldes de estampación son comunes para ambos materiales, al no presentar limitaciones en términos de espesor, mientras que los de termoformado presentan suplementos internos en función del espesor de la pieza final (debido a las diferencias en el calibre de las láminas de material). Además, todos los moldes presentan acanaladuras para el posicionamiento de fibras ópticas (FBGs), que permiten registrar las variaciones de temperatura y deformación del componente durante su obtención. En la Figura 5 se muestra uno de estos moldes.
 <div class="center" style="width: auto; margin-left: auto; margin-right: auto;">
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 <span style="text-align: center; font-size: 75%;">''Figura 5. Molde empleado en la fabricación del panel puerta de acceso mediante termoformado.''</span></div>
-<span style="text-align: center; font-size: 75%;">Se llevó a cabo la optimización del proceso de fabricación de los demostradores, estableciendo los parámetros para una correcta fabricación de las piezas a escala real, que permitan analizar el potencial y las limitaciones de la tecnología propuesta. En la </span><span id='cite-_Ref102128396'></span>[[#_Ref102128396|<span style="text-align: center; font-size: 75%;">Tabla 6</span>]]<span style="text-align: center; font-size: 75%;"> se muestran las condiciones de fabricación seleccionadas para la estampación, mientras que en la </span><span id='cite-_Ref102128399'></span>[[#_Ref102128399|<span style="text-align: center; font-size: 75%;">Tabla 7</span>]]<span style="text-align: center; font-size: 75%;">las de termoformado.</span>
+Se llevó a cabo la optimización del proceso de fabricación de los demostradores, estableciendo los parámetros para una correcta fabricación de las piezas a escala real, que permitan analizar el potencial y las limitaciones de la tecnología propuesta. En la Tabla 6 se muestran las condiciones de fabricación seleccionadas para la estampación, mientras que en la Tabla 7 las de termoformado.
-<span style="text-align: center; font-size: 75%;">Por último, se ha llevado a cabo el mecanizado de las distintas piezas demostrador para lograr llevar a cada una de ellas a las dimensiones definitivas, eliminando los excesos de material y ejecutando los vaciados y taladros pertinentes. En la </span><span id='cite-_Ref102133878'></span>[[#_Ref102133878|<span style="text-align: center; font-size: 75%;">Figura 6</span>]]<span style="text-align: center; font-size: 75%;"> se muestran algunos de los componentes desarrollados.</span>
+Por último, se ha llevado a cabo el mecanizado de las distintas piezas demostrador para lograr llevar a cada una de ellas a las dimensiones definitivas, eliminando los excesos de material y ejecutando los vaciados y taladros pertinentes. En la Figura 6 se muestran algunos de los componentes desarrollados.
 <div id="_Ref102128396" class="center" style="width: auto; margin-left: auto; margin-right: auto;">
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 Para la inspección dimensional se han desarrollado dos procesos de verificación diferenciados:
-:<span style="text-align: center; font-size: 75%;">1) Medición de contorno. Mediante la medición mediante ''laser tracker'', se han comprobado dimensionalmente el acabado final y se ha comprobado el número de taladros existentes en función de la tipología de demostrador. De esta forma, se ha comparado el modelo 3D con la pieza final física, empleando como tolerancia dimensional 0,5 mm, habitual en el sector aeronáutico. </span>
+) Medición de contorno. Mediante la medición mediante ''laser tracker'', se han comprobado dimensionalmente el acabado final y se ha comprobado el número de taladros existentes en función de la tipología de demostrador. De esta forma, se ha comparado el modelo 3D con la pieza final física, empleando como tolerancia dimensional 0,5 mm, habitual en el sector aeronáutico.
-:<span style="text-align: center; font-size: 75%;">2) Medición de planitud y geometría, para asegurar las dimensiones finales resultantes tras el proceso de fabricación, comparándolo con el modelo 3D del CAD, mediante la medición de varios puntos de la pieza final resultante. De la misma forma que para la medición de contorno anterior, la tolerancia empleada ha sido de 0,5 mm.</span>
+) Medición de planitud y geometría, para asegurar las dimensiones finales resultantes tras el proceso de fabricación, comparándolo con el modelo 3D del CAD, mediante la medición de varios puntos de la pieza final resultante. De la misma forma que para la medición de contorno anterior, la tolerancia empleada ha sido de 0,5 mm.
 No se han detectado apenas desviaciones en las geometrías de los demostradores finales respecto a los modelos 3D, independientemente del proceso de fabricación empleado, el material o la tipología de demostrador. No se han encontrado otro tipo de defectos habituales en este tipo de componentes, como podrían ser delaminaciones, exceso de resina o presencia de elementos extraños.

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 Los composites estudiados han sido caracterizados empleando las siguientes técnicas y normas de ensayo:
-:<span style="text-align: center; font-size: 75%;">* Microscopía, empleando un Microscopio Metalográfico REICHERT MEF 4A.</span>
+* Microscopía, empleando un Microscopio Metalográfico REICHERT MEF 4A.
-:<span style="text-align: center; font-size: 75%;">* Calorimetría diferencial de barrido (DSC) - Se ha llevado a cabo siguiendo la norma AITM3-0008, empleando el equipo TA INSTRUMENT Q20, bajo la relación de condiciones expuestas a continuación atendiendo a la naturaleza del material estudiado.</span>
+* Calorimetría diferencial de barrido (DSC) - Se ha llevado a cabo siguiendo la norma AITM3-0008, empleando el equipo TA INSTRUMENT Q20, bajo la relación de condiciones expuestas a continuación atendiendo a la naturaleza del material estudiado.
-:<span style="text-align: center; font-size: 75%;">* LM-PAEK/CF: doble calentamiento en atmósfera inerte (N<sub>2</sub>) a una velocidad de calentamiento de 10ºC/min desde -90 ºC hasta 375 ºC, enfriamiento a una velocidad de 10ºC/min hasta -90 ºC. </span>
+* LM-PAEK/CF: doble calentamiento en atmósfera inerte (N<sub>2</sub>) a una velocidad de calentamiento de 10ºC/min desde -90 ºC hasta 375 ºC, enfriamiento a una velocidad de 10ºC/min hasta -90 ºC.
-:<span style="text-align: center; font-size: 75%;">* PC/CF: doble calentamiento en atmósfera inerte (N<sub>2</sub>) a una velocidad de calentamiento de 10ºC/min desde 25 ºC hasta 350 ºC, enfriamiento a una velocidad de 10ºC/min hasta 25 ºC. </span>
+* PC/CF: doble calentamiento en atmósfera inerte (N<sub>2</sub>) a una velocidad de calentamiento de 10ºC/min desde 25 ºC hasta 350 ºC, enfriamiento a una velocidad de 10ºC/min hasta 25 ºC.
-:<span style="text-align: center; font-size: 75%;">* Determinación de la resistencia a cortadura interlaminar (ILSS), bajo la norma AITM1-0047, empleando probetas de dimensiones de 27x13x4 mm. La máquina de ensayo es una SHIMAZDU de 5kN, con una velocidad del ensayo de 1 mm/min.</span>
+* Determinación de la resistencia a cortadura interlaminar (ILSS), bajo la norma AITM1-0047, empleando probetas de dimensiones de 27x13x4 mm. La máquina de ensayo es una SHIMAZDU de 5kN, con una velocidad del ensayo de 1 mm/min.
-:<span style="text-align: center; font-size: 75%;">* Determinación de la resistencia a compresión y tracción, bajo la norma AITM1-0008 y AITM1-007, respectivamente, empleando un equipo SHIMAZDU con una célula de carga asociada de 250kN y una velocidad de ensayo de 2 mm/min. Las probetas ensayadas presentan unas dimensiones de 190x32x4 mm para compresión y 340x32x4 mm para tracción. </span>
+* Determinación de la resistencia a compresión y tracción, bajo la norma AITM1-0008 y AITM1-007, respectivamente, empleando un equipo SHIMAZDU con una célula de carga asociada de 250kN y una velocidad de ensayo de 2 mm/min. Las probetas ensayadas presentan unas dimensiones de 190x32x4 mm para compresión y 340x32x4 mm para tracción.
 Una vez caracterizados los materiales de partida y definidos los apilados de las piezas finales, se llevó a cabo la fabricación de los demostradores y la caracterización de los mismos mediante los siguientes ensayos:
-:<span style="text-align: center; font-size: 75%;">* Inspección dimensional empleando ''Laser tracker'' de Hexagon LEICA AT402.</span>
+* Inspección dimensional empleando ''Laser tracker'' de Hexagon LEICA AT402.
-:<span style="text-align: center; font-size: 75%;">* Inspección por ultrasonidos, empleando el equipo OLYMPUS Phased-Array OMNISCAN 16:64.</span>
+* Inspección por ultrasonidos, empleando el equipo OLYMPUS Phased-Array OMNISCAN 16:64.
-:<span style="text-align: center; font-size: 75%;">* Ensayo de tracción en sentido plano, bajo la norma I+D-E-305A. Se han empleado remaches EN6114 T3-4 con un diámetro controlado de entre 4,813-4,800 mm, para probetas de dimensiones de 45x45 mm. La máquina de ensayo es una SHIMAZDU de 250kN, con una velocidad de ensayo de 1 mm/min.</span>
+* Ensayo de tracción en sentido plano, bajo la norma I+D-E-305A. Se han empleado remaches EN6114 T3-4 con un diámetro controlado de entre 4,813-4,800 mm, para probetas de dimensiones de 45x45 mm. La máquina de ensayo es una SHIMAZDU de 250kN, con una velocidad de ensayo de 1 mm/min.
-:<span style="text-align: center; font-size: 75%;">* Resistencia a aplastamiento, según norma AITM1-0009. Las dimensiones de las probetas han sido de 175x45 mm con el mecanizado de un taladro a 25 mm de un extremo, con un diámetro controlado de entre 6,339 y 6,384 mm por el que se introduce el tornillo de 1/4”. El equipo empleado, así como la velocidad de ensayo, son las mismas que para el ensayo anterior.</span>
+* Resistencia a aplastamiento, según norma AITM1-0009. Las dimensiones de las probetas han sido de 175x45 mm con el mecanizado de un taladro a 25 mm de un extremo, con un diámetro controlado de entre 6,339 y 6,384 mm por el que se introduce el tornillo de 1/4”. El equipo empleado, así como la velocidad de ensayo, son las mismas que para el ensayo anterior.
-:<span style="text-align: center; font-size: 75%;">* Resistencia a tracción del laminado, bajo la norma AITM1-0007. Se han realizado ensayos con probetas de Open Hole o Tipo B. Las dimensiones de las probetas son 280x32 mm, con un orificio central de diámetro entre 6,339 y 6,384 mm. La máquina de ensayo empleada es una MTS de 250kN y una velocidad de ensayo de 2mm/min.</span>
+* Resistencia a tracción del laminado, bajo la norma AITM1-0007. Se han realizado ensayos con probetas de Open Hole o Tipo B. Las dimensiones de las probetas son 280x32 mm, con un orificio central de diámetro entre 6,339 y 6,384 mm. La máquina de ensayo empleada es una MTS de 250kN y una velocidad de ensayo de 2mm/min.
-:<span style="text-align: center; font-size: 75%;">* Resistencia a tracción a través de un orificio, bajo la norma AITM1-0067 ensayo Tipo I. Las probetas presentan unas dimensiones de 140x19 mm y el centro del taladro está a 25,30 mm del extremo superior. Los tornillos son de 1/4" con cabeza plana hexagonal, con una longitud de 30 mm. El equipo empleado, así como la velocidad de ensayo, son las mismas que para el ensayo anterior.</span>
+* Resistencia a tracción a través de un orificio, bajo la norma AITM1-0067 ensayo Tipo I. Las probetas presentan unas dimensiones de 140x19 mm y el centro del taladro está a 25,30 mm del extremo superior. Los tornillos son de 1/4" con cabeza plana hexagonal, con una longitud de 30 mm. El equipo empleado, así como la velocidad de ensayo, son las mismas que para el ensayo anterior.
 =3. RESULTADOS Y DISCUSIÓN=

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 Se han estudiado y comparado dos procesos de fabricación para la obtención de las nuevas piezas, seleccionando el termoformado y la estampación como los más prometedores. [3]
-<span style="text-align: center; font-size: 75%;">Para validar las soluciones tecnológicas propuestas se han planteado dos demostradores consistentes en dos piezas que actualmente se desarrollan en MCMTE para el programa AIRBUS A350XWB. Se trata de dos piezas del carenado ventral: panel cubierta y puerta de acceso (</span><span id='cite-_Ref102035957'></span>[[#_Ref102035957|<span style="text-align: center; font-size: 75%;">Figura 1</span>]]<span style="text-align: center; font-size: 75%;">). Son piezas de estructura secundaria, pero muy utilizadas, ya que representan el 15% de las piezas de esta zona del avión. Su relativa geometría plana, pero al mismo tiempo, con zonas complejas, las hace de interés para validar los objetivos del proyecto.</span>
+Para validar las soluciones tecnológicas propuestas se han planteado dos demostradores consistentes en dos piezas que actualmente se desarrollan en MCMTE para el programa AIRBUS A350XWB. Se trata de dos piezas del carenado ventral: panel cubierta y puerta de acceso. Son piezas de estructura secundaria, pero muy utilizadas, ya que representan el 15% de las piezas de esta zona del avión. Su relativa geometría plana, pero al mismo tiempo, con zonas complejas, las hace de interés para validar los objetivos del proyecto.
-<span style="text-align: center; font-size: 75%;">El panel cubierta es montado interiormente en el fuselaje, y su función consiste en proteger el interior del avión de la entrada de cualquier objeto extraño. En la actualidad se fabrica en material compuesto, formado por cinco telas de fibra de carbono preimpregnadas en resina epoxi y dos telas de fibra de vidrio. El panel de puerta de acceso presenta la función de dotar de acceso desde el exterior de la aeronave a determinados sistemas montados en el interior del fuselaje. Es fabricado en material compuesto, formado por una capa de malla de bronce (protección contra rayos y blindaje electromagnético), trece telas de fibra de carbono preimpregnadas en resina epoxi, una tela de fibra de vidrio y una capa de fluoruro de polivinilo (protección contra humedad y resistencia a fluidos y/o combustible). Aunque este tipo de paneles suelen disponer de núcleo (tal y como se muestra en la </span><span id='cite-_Ref102035957'></span>[[#_Ref102035957|<span style="text-align: center; font-size: 75%;">Figura 1</span>]]<span style="text-align: center; font-size: 75%;">), por su funcionalidad es relativamente fácil fabricarlo en estructura monolítica, cumpliendo los requisitos de cálculo.</span>
+El panel cubierta es montado interiormente en el fuselaje, y su función consiste en proteger el interior del avión de la entrada de cualquier objeto extraño. En la actualidad se fabrica en material compuesto, formado por cinco telas de fibra de carbono preimpregnadas en resina epoxi y dos telas de fibra de vidrio. El panel de puerta de acceso presenta la función de dotar de acceso desde el exterior de la aeronave a determinados sistemas montados en el interior del fuselaje. Es fabricado en material compuesto, formado por una capa de malla de bronce (protección contra rayos y blindaje electromagnético), trece telas de fibra de carbono preimpregnadas en resina epoxi, una tela de fibra de vidrio y una capa de fluoruro de polivinilo (protección contra humedad y resistencia a fluidos y/o combustible). Aunque este tipo de paneles suelen disponer de núcleo (tal y como se muestra en la <span id='cite-_Ref102035957'></span>[[#_Ref102035957|<span style="text-align: center; font-size: 75%;">Figura 1</span>]], por su funcionalidad es relativamente fácil fabricarlo en estructura monolítica, cumpliendo los requisitos de cálculo.
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 Two manufacturing processes have been studied and compared to obtain the new parts, selecting thermoforming and stamping as the most promising. Finally, the characterization of the pieces obtained has been carried out by means of non-destructive tests (visual inspection, ultrasonic verification, dimensional inspection using laser tracker) and destructive tests (pull-out strength on riveted joints [AITM1-0066], bearing strength [AITM1-0009], laminate tensile strength [AITM1-0007], fastened joints strength [AITM1-0067]).
-'''KEYWORDS: '''aeronautical sector, thermoplastic composite, LM-PAEK/CF, stamping, thermoforming.
+'''KEYWORDS: '''aeronautical sector,  thermoplastic composite,  LM-PAEK/CF,  stamping,  thermoforming.
 =1. INTRODUCCIÓN=

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 '''PALABRAS CLAVE: ''' aeronáutica, composite termoplástico, LM-PAEK/CF, estampación, termoformado.
-===== AEROPLAS – AERONAUTICAL PARTS DEVELOPMENT THROUGH LOW-COST TECHNOLOGIES =====
+== AEROPLAS – AERONAUTICAL PARTS DEVELOPMENT THROUGH LOW-COST TECHNOLOGIES ==
 ==ABSTRACT==

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	'''PALABRAS CLAVE: ''' aeronáutica, composite termoplástico, LM-PAEK/CF, estampación, termoformado.		'''PALABRAS CLAVE: ''' aeronáutica, composite termoplástico, LM-PAEK/CF, estampación, termoformado.
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		+	== AEROPLAS – AERONAUTICAL PARTS DEVELOPMENT THROUGH LOW-COST TECHNOLOGIES ==

	==ABSTRACT==		==ABSTRACT==