Cornejo Olivares, Pablo EduardoLópez Maldonado, Tomás Antonio2026-10-012026-10-012026https://repositorio.udec.cl/handle/11594/14612Tesis presentada para optar al título de Ingeniero/a Civil Aeroespacial.La industria aeroespacial requiere constantemente métodos de manufactura que optimicen la relación resistencia-peso en componentes estructurales. En este contexto, la implementación de materiales poliméricos mediante manufactura aditiva (impresión 3D) surge como una nueva alternativa, aunque su comportamiento mecánico bajo cargas estructurales requiere una validación exhaustiva. El presente proyecto abordó la problemática de la factibilidad técnica del uso de filamento PLA-LW (Lightweight PLA) en la fabricación de una semiala de un UAV tipo ala volante, explorando cómo las propiedades de este material pueden integrarse en estructuras aeronáuticas para reducir la masa sin comprometer la seguridad. El objetivo general fue determinar y validar la viabilidad técnica y estructural de componentes alares fabricados con espuma impresa en 3D. La metodología empleada combinó un enfoque experimental y computacional. Inicialmente, se ejecutó una parametrización del material PLA-LW para identificar las condiciones óptimas de extrusión (220∘𝐶 y flujo del 0.65) que garantizan la integridad interfacial y la continuidad del material. Posteriormente, se diseñó un modelo CAD modular segmentado en 28 piezas, optimizado para la replicabilidad y el ensamblaje mecánico mediante uniones de solape. La verificación estructural se realizó mediante un análisis por Elementos Finitos (FEM) en el módulo Static Structural de ANSYS, sometiendo la estructura a cargas aerodinámicas de sustentación aplicadas como presiones distribuidas. Asimismo, se fabricaron probetas estandarizadas bajo la norma ASTM D638 para caracterizar empíricamente el material utilizado en la simulación. Finalmente, se fabricó la semiala a escala 1:1 mediante manufactura híbrida (PLA-LW y fibra de carbono) y se sometió a un ensayo de flexión estática, aplicando cargas puntuales progresivas que emularon las fuerzas de sustentación. Los resultados principales demostraron que la configuración de diseño, basada en una carcasa perimetral gruesa (5 perímetros) con un relleno interno mínimo del 5%, es estructuralmente capaz de soportar las cargas operacionales estimadas. El análisis FEM registró un esfuerzo equivalente de Von Mises máximo de 192.18 MPa, lo que, al contrastarse con el límite de ruptura a compresión del material, arrojó un factor de seguridad global de 1.95 de los elementos estructurales principales, y un promedio de hasta 15 para la estructura de PLA-LW. A pesar de que se esperaba que la masa final de la semiala superara la restricción de diseño inicial, la corroboración del peso en la última etapa demuestra que se cumplió la restricción de 3.2kg para la semiala. Los datos teóricos validaron que el componente posee una reserva de resistencia mecánica significativa. Por su parte, la validación experimental mediante el ensayo de flexión resultó exitosa, demostrando que la estructura física es capaz de soportar holgadamente cargas equivalentes a un factor de carga de 3.0 sin presentar daños críticos, registrando una deflexión máxima de 99 mm. Se concluye que el PLA-LW es un material técnicamente factible para aplicaciones estructurales secundarias en aeronaves no tripuladas, siempre que se considere el compromiso existente entre la dureza superficial y la densidad de la pieza. La investigación demuestra que la optimización másica es un problema no lineal donde la aerodinámica y la rigidez estructural están profundamente acoplada.The aerospace industry constantly requires manufacturing methods that optimize the strength-to-weight ratio in structural components. In this context, the implementation of polymeric materials via additive manufacturing (3D printing) emerges as a new alternative, although their mechanical behavior under structural loads requires exhaustive validation. The present work addressed the technical feasibility problem of using PLA-LW (Lightweight PLA) filament in the fabrication of a semi-wing for a flying-wing type UAV, exploring how the properties of this material can be integrated into aeronautical structures to reduce mass without compromising safety. The general objective was to determine and validate the technical and structural feasibility of wing components manufactured with 3D-printed foam. The methodology employed combined an experimental and computational approach. Initially, a parameterization of the PLA-LW material was executed to identify the optimal extrusion conditions (220°C and 0.65 flow rate) that guarantee interfacial integrity and material continuity. Subsequently, a modular CAD model segmented into 27 pieces was designed, optimized for replicability and mechanical assembly through lap joints. Structural validation was performed through a Finite Element Analysis (FEM) in the Static Structural module of ANSYS, subjecting the structure to aerodynamic lift loads applied as distributed pressures. Additionally, standardized specimens were manufactured under the ASTM D638 standard to empirically characterize the material used in the simulation. Finally, the 1:1 scale semi-wing was fabricated using hybrid manufacturing (PLA-LW and carbon fiber) and subjected to a static bending test, applying progressive point loads that emulated lift forces. The main results demonstrated that the design configuration, based on a thick perimeter shell (5 perimeters) with a minimum internal infill of 5%, is structurally capable of supporting the estimated operational loads. The FEM analysis recorded a maximum Von Mises equivalent stress of 192.18 MPa, which, when contrasted with the material's compressive rupture limit, yielded a global factor of safety of 1.95 for the main structural elements, and an average of up to 15 for the PLA-LW structure. Although the final mass of the semi-wing (3568.5 g) exceeded the initial design constraint, the theoretical data validated that the component possesses a significant reserve of mechanical strength. Furthermore, the experimental validation through the bending test was successful, demonstrating that the physical structure can easily withstand loads equivalent to a load factor of 3.0 without presenting critical damage, recording a maximum deflection of 99 mm. It is concluded that PLA-LW is a technically feasible material for secondary structural applications in unmanned aerial vehicles, provided that the existing trade-off between surface hardness and part density is considered. The research demonstrates that mass optimization is a non-linear problem where aerodynamics and structural stiffness are deeply coupled.esCC BY-NC-ND 4.0 DEED Attribution-NonCommercial-NoDerivs 4.0 InternationalEspuma plásticaImpresión tridimensionalAeronáuticaThesis