JPH1016085A - 航空機の胴体外板の製造方法 - Google Patents
航空機の胴体外板の製造方法Info
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- JPH1016085A JPH1016085A JP8174845A JP17484596A JPH1016085A JP H1016085 A JPH1016085 A JP H1016085A JP 8174845 A JP8174845 A JP 8174845A JP 17484596 A JP17484596 A JP 17484596A JP H1016085 A JPH1016085 A JP H1016085A
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- 238000000034 method Methods 0.000 claims abstract description 19
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- 238000000429 assembly Methods 0.000 claims description 2
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- 238000005192 partition Methods 0.000 abstract 1
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 5
- 239000000835 fiber Substances 0.000 description 4
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Classifications
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
- Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
- Y02T50/00—Aeronautics or air transport
- Y02T50/40—Weight reduction
Landscapes
- Moulding By Coating Moulds (AREA)
Abstract
(57)【要約】
【課題】本発明は、キール、サイド、クラウンの各部位
の外板に適した板厚を与えることができる航空機胴体外
板の製造方法を提供することを目的とする。 【解決手段】キール用外板に適した板厚の円筒１１と、
サイド用外板に適した板厚の円筒１２と、クラウン用外
板に適した板厚の円筒１３を、フィラメント・ワインデ
ィング法を用いて巻付けて製作した後、オートクレーブ
で硬化し、各円筒１１、１２、１３を、長手方向に切断
して、複数に分割し、分割によってできた各外板に、窓
や扉などの開口部の加工を施した後、フレームとストリ
ンガーを取り付けて、サブ・アセンブリを製作し、キー
ル用サブ・アセンブリ２１と、サイド用サブ・アセンブ
リ２２と、クラウン用のサブ・アセンブリ２３を、適切
に再配置した状態で、結合し直すことにより、総組立て
を行ない、適切な箇所に必要な板厚を有する航空機の円
筒部分胴体１００を製作することを特徴とする。
の外板に適した板厚を与えることができる航空機胴体外
板の製造方法を提供することを目的とする。 【解決手段】キール用外板に適した板厚の円筒１１と、
サイド用外板に適した板厚の円筒１２と、クラウン用外
板に適した板厚の円筒１３を、フィラメント・ワインデ
ィング法を用いて巻付けて製作した後、オートクレーブ
で硬化し、各円筒１１、１２、１３を、長手方向に切断
して、複数に分割し、分割によってできた各外板に、窓
や扉などの開口部の加工を施した後、フレームとストリ
ンガーを取り付けて、サブ・アセンブリを製作し、キー
ル用サブ・アセンブリ２１と、サイド用サブ・アセンブ
リ２２と、クラウン用のサブ・アセンブリ２３を、適切
に再配置した状態で、結合し直すことにより、総組立て
を行ない、適切な箇所に必要な板厚を有する航空機の円
筒部分胴体１００を製作することを特徴とする。
Description
【０００１】
【発明の属する技術分野】本発明は、複合材製の航空機
胴体の円筒部分の外板の製造方法に関する。
胴体の円筒部分の外板の製造方法に関する。
【０００２】
【従来の技術】従来の技術を図４に示す。従来のフィラ
メントワインディング法（以下、Ｆ／Ｗ法ともいう）で
は、円筒の長手方向には板厚を変えることができるが、
円筒方向には板厚を変えることが困難であった。
メントワインディング法（以下、Ｆ／Ｗ法ともいう）で
は、円筒の長手方向には板厚を変えることができるが、
円筒方向には板厚を変えることが困難であった。
【０００３】
【発明が解決しようとする課題】一般に航空機の外板板
厚は、（Ａ）引張側（引張応力のかかる側）のクラウン
（機体上面）では薄く、（Ｂ）剪断側（剪断応力のかか
る側）のサイド（機体側面）では中くらい、（Ｃ）圧縮
側（圧縮応力のかかる側）のキール（機体下面）では厚
くなっている。
厚は、（Ａ）引張側（引張応力のかかる側）のクラウン
（機体上面）では薄く、（Ｂ）剪断側（剪断応力のかか
る側）のサイド（機体側面）では中くらい、（Ｃ）圧縮
側（圧縮応力のかかる側）のキール（機体下面）では厚
くなっている。
【０００４】従って、同一厚さのフィラメント・ワイン
ディングにすると、重量的に不利になる。そのため、従
来の技術には、次のような問題がある。 （１）フィラメントワインディング法を用いて一体に成
型した円筒を、そのまま航空機の胴体に用いると、円筒
の板厚は、板厚の大きいキール（機体下面）に合わせる
ことになるため、サイド（機体側面）およびクラウン
（機体上面）では、余肉となり、重量が増加する。 （２）また、一体に成型した円筒を、そのまま航空機の
胴体に用いると、窓や扉などの開口部の穴開け加工、内
側へのフレームの取付けが困難であるとともに、輸送す
ることも困難である。 本発明は、これらの問題を解決することができる航空機
の胴体外板の製造方法を提供することを目的とする。
ディングにすると、重量的に不利になる。そのため、従
来の技術には、次のような問題がある。 （１）フィラメントワインディング法を用いて一体に成
型した円筒を、そのまま航空機の胴体に用いると、円筒
の板厚は、板厚の大きいキール（機体下面）に合わせる
ことになるため、サイド（機体側面）およびクラウン
（機体上面）では、余肉となり、重量が増加する。 （２）また、一体に成型した円筒を、そのまま航空機の
胴体に用いると、窓や扉などの開口部の穴開け加工、内
側へのフレームの取付けが困難であるとともに、輸送す
ることも困難である。 本発明は、これらの問題を解決することができる航空機
の胴体外板の製造方法を提供することを目的とする。
【０００５】
（第１の手段）本発明に係る航空機の胴体外板の製造方
法は、（Ａ）キール（機体下面）用外板に適した板厚の
円筒と、サイド（機体側面）用外板に適した板厚の円筒
と、クラウン（機体上面）用外板に適した板厚の円筒を
それぞれ、フィラメント・ワインディング法を用いて巻
付けて製作した後、オートクレーブで硬化し、（Ｂ）前
記フィラメント・ワインディング法とオートクレーブで
製作した各円筒を、長手方向に切断して、複数に分割
し、（Ｃ）前記分割によってできた各外板に、窓や扉な
どの開口部の加工を施した後、フレームとストリンガー
を取り付けて、サブ・アセンブリを製作し、（Ｄ）前記
キール（機体下面）用サブ・アセンブリと、サイド（機
体側面）用サブ・アセンブリと、クラウン（機体上面）
用のサブ・アセンブリを、適切に再配置した状態で、ス
プライス・ロンジェロンを用いて結合し直すことによ
り、総組立てを行ない、（Ｅ）適切な箇所に必要な板厚
を有する航空機の円筒部分胴体を製作することを特徴と
する。
法は、（Ａ）キール（機体下面）用外板に適した板厚の
円筒と、サイド（機体側面）用外板に適した板厚の円筒
と、クラウン（機体上面）用外板に適した板厚の円筒を
それぞれ、フィラメント・ワインディング法を用いて巻
付けて製作した後、オートクレーブで硬化し、（Ｂ）前
記フィラメント・ワインディング法とオートクレーブで
製作した各円筒を、長手方向に切断して、複数に分割
し、（Ｃ）前記分割によってできた各外板に、窓や扉な
どの開口部の加工を施した後、フレームとストリンガー
を取り付けて、サブ・アセンブリを製作し、（Ｄ）前記
キール（機体下面）用サブ・アセンブリと、サイド（機
体側面）用サブ・アセンブリと、クラウン（機体上面）
用のサブ・アセンブリを、適切に再配置した状態で、ス
プライス・ロンジェロンを用いて結合し直すことによ
り、総組立てを行ない、（Ｅ）適切な箇所に必要な板厚
を有する航空機の円筒部分胴体を製作することを特徴と
する。
【０００６】すなわち、本発明方法は、 （１）キール（機体下面）、サイド（機体側面）、およ
びクラウン（機体上面）の外板に、それぞれ適した板厚
の円筒を、それぞれ、フィラメント・ワインディング法
を用いて巻付けて製作し、オートクレーブで硬化する。 （２）そのようにして製作した各円筒を、長手方向に複
数（４分割程度）に切断し、分割してできた外板に、窓
や扉などの開口部の加工を施した後、フレームやストリ
ンガーなどを取り付けて、サブ・アセンブリ（ｓｕｂ−
ａｓｓｅｍｂｌｙ）とする。 （３）このようにして出来たキール（機体下面）用と、
サイド（機体側面）用と、クラウン（機体上面）用のサ
ブ・アセンブリを、適切に再配置した状態で、スプライ
ス・ロンジェロンを用いて結合し直すことにより、適切
な箇所に必要な板厚を与えた胴体を製作することを特徴
とする。
びクラウン（機体上面）の外板に、それぞれ適した板厚
の円筒を、それぞれ、フィラメント・ワインディング法
を用いて巻付けて製作し、オートクレーブで硬化する。 （２）そのようにして製作した各円筒を、長手方向に複
数（４分割程度）に切断し、分割してできた外板に、窓
や扉などの開口部の加工を施した後、フレームやストリ
ンガーなどを取り付けて、サブ・アセンブリ（ｓｕｂ−
ａｓｓｅｍｂｌｙ）とする。 （３）このようにして出来たキール（機体下面）用と、
サイド（機体側面）用と、クラウン（機体上面）用のサ
ブ・アセンブリを、適切に再配置した状態で、スプライ
ス・ロンジェロンを用いて結合し直すことにより、適切
な箇所に必要な板厚を与えた胴体を製作することを特徴
とする。
【０００７】従って、次のように作用する。 （１）円筒状態でなく、長手方向に分割した状態で作業
するため、窓や扉などの開口部の機械加工が容易に出来
るとともに、組立て作業、および輸送が容易になる。 （２）キール（機体下面）、サイド（機体側面）、クラ
ウン（機体上面）、の各部位の外板に適した板厚を与え
ることができるので、構造重量を軽減することができ
る。
するため、窓や扉などの開口部の機械加工が容易に出来
るとともに、組立て作業、および輸送が容易になる。 （２）キール（機体下面）、サイド（機体側面）、クラ
ウン（機体上面）、の各部位の外板に適した板厚を与え
ることができるので、構造重量を軽減することができ
る。
【０００８】
（第１の実施の形態）本発明の第１の実施の形態を図１
〜図３に示す。図１は、第１の実施の形態に係る円筒の
分割、結合にかかる基本概念図。
〜図３に示す。図１は、第１の実施の形態に係る円筒の
分割、結合にかかる基本概念図。
【０００９】図２は、第１の実施の形態に係る航空機胴
体の側面図。図３は、第１の実施の形態に係るフィラメ
ント・ワインディング法の概念図である。
体の側面図。図３は、第１の実施の形態に係るフィラメ
ント・ワインディング法の概念図である。
【００１０】図１〜図３に示すように、本発明方法は、 （Ａ）フィラメントワインディング法を用いて、板厚の
異なる数種の円筒を製作し、硬化後に長手方向に複数に
分割する。 （Ｂ）そして、これらの外板を板厚に応じて配置し直
し、 （Ｃ）スプライス・ロンジェロンを用いて結合し、再び
円筒とすることにより、適切な箇所に適切な板厚を与え
ることができる方法である。
異なる数種の円筒を製作し、硬化後に長手方向に複数に
分割する。 （Ｂ）そして、これらの外板を板厚に応じて配置し直
し、 （Ｃ）スプライス・ロンジェロンを用いて結合し、再び
円筒とすることにより、適切な箇所に適切な板厚を与え
ることができる方法である。
【００１１】図１は、円筒の分割、結合にかかる基本概
念を示す。まず、クラウン（機体上面）用と、サイド
（機体側面）用と、キール（機体下面）用の、３種の円
筒を別々に製作し、それらを長手方向に複数に分割（図
１では、４分割）した後、穴開け加工、フレーム、スト
リンガーなどの取付けのためのサブ組立てを施す。その
後、総組立てにおいて、スプライス・ロンジェロンによ
り結合する。
念を示す。まず、クラウン（機体上面）用と、サイド
（機体側面）用と、キール（機体下面）用の、３種の円
筒を別々に製作し、それらを長手方向に複数に分割（図
１では、４分割）した後、穴開け加工、フレーム、スト
リンガーなどの取付けのためのサブ組立てを施す。その
後、総組立てにおいて、スプライス・ロンジェロンによ
り結合する。
【００１２】図２は、航空機の胴体の側面であり、主翼
取付部胴体の前および後に円筒部分胴体が存在する。そ
の部分を、本発明の適用箇所とする。図３は、フィラメ
ント・ワインディング法の概念図である。
取付部胴体の前および後に円筒部分胴体が存在する。そ
の部分を、本発明の適用箇所とする。図３は、フィラメ
ント・ワインディング法の概念図である。
【００１３】マンドレル（成形型）３は、機体の外形線
図面から板厚分だけ小さいものを準備する。板厚に対応
して、数種のマンドレル（成形型）を用いる。図３の繊
維出口２を傾け、長手方向に移動させる速度を制御する
ことにより、繊維を９０°方向だけでなく、任意の角度
方向に巻くことができる。
図面から板厚分だけ小さいものを準備する。板厚に対応
して、数種のマンドレル（成形型）を用いる。図３の繊
維出口２を傾け、長手方向に移動させる速度を制御する
ことにより、繊維を９０°方向だけでなく、任意の角度
方向に巻くことができる。
【００１４】
【発明の効果】本発明は前述のように構成されているの
で、以下に記載するような効果を奏する。 （１）キール（機体下面）、サイド（機体側面）、クラ
ウン（機体上面）の各部位の外板に適した板厚を与える
ことができるので、航空機の構造重量の軽減を図ること
ができる。 （２）フィラメント・ワインディング法を用いることに
より、プリプレグをレイアップする場合と比較して、コ
スト・タウンを図ることができる。 （３）一体成型した円筒を分割して作業するため、窓や
扉などの開口部の機械加工が容易になる。 （４）サブ・アセンブリ単位に分割した状態で、作業を
することができるので、組立て作業、および輸送の容易
化もできるので、コスト・タウンを図ることができる。
で、以下に記載するような効果を奏する。 （１）キール（機体下面）、サイド（機体側面）、クラ
ウン（機体上面）の各部位の外板に適した板厚を与える
ことができるので、航空機の構造重量の軽減を図ること
ができる。 （２）フィラメント・ワインディング法を用いることに
より、プリプレグをレイアップする場合と比較して、コ
スト・タウンを図ることができる。 （３）一体成型した円筒を分割して作業するため、窓や
扉などの開口部の機械加工が容易になる。 （４）サブ・アセンブリ単位に分割した状態で、作業を
することができるので、組立て作業、および輸送の容易
化もできるので、コスト・タウンを図ることができる。
【図１】本発明の第１の実施の形態に係る円筒の分割、
結合にかかる基本概念図。
結合にかかる基本概念図。
【図２】本発明の第１の実施の形態に係る航空機胴体の
側面図。
側面図。
【図３】本発明の第１の実施の形態に係るフィラメント
・ワインディング法の概念図。
・ワインディング法の概念図。
１…フィラメント・ワインディング・マシン・ヘッド ２…繊維出口 ３…マンドレル（成形型） ４…スプライス・ロンジェロン １１…キール（機体下面）用外板に適した板厚の円筒 １２…サイド（機体側面）用外板に適した板厚の円筒 １３…クラウン（機体上面）用外板に適した板厚の円筒 ２１…キール（機体下面）用サブ・アセンブリ ２２…サイド（機体側面）用サブ・アセンブリ ２３…クラウン（機体上面）用のサブ・アセンブリ １００…航空機の円筒部分胴体
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (51)Int.Cl.6 識別記号 庁内整理番号 ＦＩ 技術表示箇所 // Ｂ２９Ｋ 101:10 105:08
Claims (1)
- 【請求項１】（Ａ）キール（機体下面）用外板に適した
板厚の円筒（１１）と、サイド（機体側面）用外板に適
した板厚の円筒（１２）と、クラウン（機体上面）用外
板に適した板厚の円筒（１３）をそれぞれ、フィラメン
ト・ワインディング法を用いて巻付けて製作した後、オ
ートクレーブで硬化し、（Ｂ）前記フィラメント・ワイ
ンディング法とオートクレーブで製作した各円筒（１
１、１２、１３）を、長手方向に切断して、複数に分割
し、（Ｃ）前記分割によってできた各外板に、窓や扉な
どの開口部の加工を施した後、フレームとストリンガー
を取り付けて、サブ・アセンブリを製作し、（Ｄ）前記
キール（機体下面）用サブ・アセンブリ（２１）と、サ
イド（機体側面）用サブ・アセンブリ（２２）と、クラ
ウン（機体上面）用のサブ・アセンブリ（２３）を、適
切に再配置した状態で、スプライス・ロンジェロン
（４）を用いて結合し直すことにより、総組立てを行な
い、（Ｅ）適切な箇所に必要な板厚を有する航空機の円
筒部分胴体（１００）を製作することを特徴とする航空
機の胴体外板の製造方法。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP8174845A JPH1016085A (ja) | 1996-07-04 | 1996-07-04 | 航空機の胴体外板の製造方法 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP8174845A JPH1016085A (ja) | 1996-07-04 | 1996-07-04 | 航空機の胴体外板の製造方法 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH1016085A true JPH1016085A (ja) | 1998-01-20 |
Family
ID=15985664
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP8174845A Withdrawn JPH1016085A (ja) | 1996-07-04 | 1996-07-04 | 航空機の胴体外板の製造方法 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPH1016085A (ja) |
Cited By (8)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2007532384A (ja) * | 2004-04-06 | 2007-11-15 | ザ・ボーイング・カンパニー | 航空機胴体およびその他の構造の複合バレルセクション、および係るバレルセクションを製造する方法およびシステム |
| JP2010529922A (ja) * | 2007-06-13 | 2010-09-02 | エアバス・オペレーションズ・ゲーエムベーハー | 航空機胴体室部を複合繊維材料で製造する方法及び機器 |
| JP2011504425A (ja) * | 2007-10-31 | 2011-02-10 | アレニア・アエロナウティカ・ソシエタ・ペル・アチオニ | 重合される複合材料から成る機体胴部の周囲に真空バッグを用いる方法 |
| WO2011077700A1 (ja) * | 2009-12-25 | 2011-06-30 | 川崎重工業株式会社 | 複合材料構造物製造用マンドレルの分解方法およびマンドレルの分解装置 |
| WO2011077698A1 (ja) * | 2009-12-25 | 2011-06-30 | 川崎重工業株式会社 | 複合材料構造物製造用成形型 |
| WO2011077699A1 (ja) * | 2009-12-25 | 2011-06-30 | 川崎重工業株式会社 | 複合材料構造物製造用マンドレルの組立方法およびマンドレルの組立装置 |
| JP2012101787A (ja) * | 2010-11-11 | 2012-05-31 | Boeing Co:The | 多機能頂部を用いる胴体とその作製方法 |
| ES2725897A1 (es) * | 2018-03-28 | 2019-09-30 | Torres Martinez M | Procedimiento de fabricacion de estructuras reforzadas y estructura obtenida |
-
1996
- 1996-07-04 JP JP8174845A patent/JPH1016085A/ja not_active Withdrawn
Cited By (19)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2007532384A (ja) * | 2004-04-06 | 2007-11-15 | ザ・ボーイング・カンパニー | 航空機胴体およびその他の構造の複合バレルセクション、および係るバレルセクションを製造する方法およびシステム |
| JP2008184156A (ja) * | 2004-04-06 | 2008-08-14 | Boeing Co:The | 航空機胴体およびその他の構造の複合バレルセクション、および係るバレルセクションを製造する方法およびシステム |
| JP2008184155A (ja) * | 2004-04-06 | 2008-08-14 | Boeing Co:The | 航空機胴体およびその他の構造の複合バレルセクション、および係るバレルセクションを製造する方法およびシステム |
| JP2008222221A (ja) * | 2004-04-06 | 2008-09-25 | Boeing Co:The | 航空機胴体およびその他の構造の複合バレルセクション、および係るバレルセクションを製造する方法およびシステム |
| JP2010529922A (ja) * | 2007-06-13 | 2010-09-02 | エアバス・オペレーションズ・ゲーエムベーハー | 航空機胴体室部を複合繊維材料で製造する方法及び機器 |
| JP2011504425A (ja) * | 2007-10-31 | 2011-02-10 | アレニア・アエロナウティカ・ソシエタ・ペル・アチオニ | 重合される複合材料から成る機体胴部の周囲に真空バッグを用いる方法 |
| WO2011077699A1 (ja) * | 2009-12-25 | 2011-06-30 | 川崎重工業株式会社 | 複合材料構造物製造用マンドレルの組立方法およびマンドレルの組立装置 |
| WO2011077698A1 (ja) * | 2009-12-25 | 2011-06-30 | 川崎重工業株式会社 | 複合材料構造物製造用成形型 |
| WO2011077700A1 (ja) * | 2009-12-25 | 2011-06-30 | 川崎重工業株式会社 | 複合材料構造物製造用マンドレルの分解方法およびマンドレルの分解装置 |
| JP2011131559A (ja) * | 2009-12-25 | 2011-07-07 | Kawasaki Heavy Ind Ltd | 複合材料構造物製造用成形型 |
| JP2011131560A (ja) * | 2009-12-25 | 2011-07-07 | Kawasaki Heavy Ind Ltd | 複合材料構造物製造用マンドレルの組立方法およびマンドレルの組立装置 |
| JP2011131561A (ja) * | 2009-12-25 | 2011-07-07 | Kawasaki Heavy Ind Ltd | 複合材料構造物製造用マンドレルの分解方法およびマンドレルの分解装置 |
| US8876514B2 (en) | 2009-12-25 | 2014-11-04 | Kawasaki Jukogyo Kabushiki Kaisha | Mold used for manufacturing composite material structure |
| US9021678B2 (en) | 2009-12-25 | 2015-05-05 | Kawasaki Jukogyo Kabushiki Kaisha | Disassembling method of mandrel used for manufacturing composite material structure and disassembling apparatus of mandrel |
| US9079654B2 (en) | 2009-12-25 | 2015-07-14 | Kawasaki Jukogyo Kabushiki Kaisha | Assembling method of mandrel used for manufacturing composite material structure and assembling apparatus of mandrel |
| US9434483B2 (en) | 2009-12-25 | 2016-09-06 | Kawasaki Jukogyo Kabushiki Kaisha | Assembling method of mandrel used for manufacturing composite material structure and assembling apparatus of mandrel |
| US9522487B2 (en) | 2009-12-25 | 2016-12-20 | Kawasaki Jukogyo Kabushiki Kaisha | Disassembling method of mandrel used for manufacturing composite material structure and disassembling apparatus of mandrel |
| JP2012101787A (ja) * | 2010-11-11 | 2012-05-31 | Boeing Co:The | 多機能頂部を用いる胴体とその作製方法 |
| ES2725897A1 (es) * | 2018-03-28 | 2019-09-30 | Torres Martinez M | Procedimiento de fabricacion de estructuras reforzadas y estructura obtenida |
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