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Tema A2a Materiales: Polímero Epóxico Reforzado con Fibra de Carbono, Uniones a tope en ángulo, uniones adhesivas, ensambles remachados, ensayos mecánicos, Resistencia
“Influencia del método de ensamble sobre la resistencia a la tracción de uniones a tope de compuestos laminados de Fibra de Carbono”
Herrera Vaca, Mario Rafael1; Ledesma Ledesma, Saul2; Lozada Loyola, Ricardo Alberto2; Madrigal Serrano, Oscar1; Jimenez Arevalo, Omar Aconeltzin1*
1 Universidad Aeronáutica en Querétaro. Carretera Estatal 200 Querétaro–Tequisquiapan No. 22154. Col. Parque Aeroespacial de Querétaro. Colón,
Querétaro. México. C.P. 76278. 2 Centro Nacional de Tecnologías Aeronáuticas. Carretera Estatal 200 Querétaro-Tequisquiapan No. 22547, Galeras C.P. 76270, Colón, Querétaro, México.
*Autor contacto.Dirección de correo electrónico: [email protected] )
R E S U M E N
En este documento se compara la influencia del método de ensamble sobre el comportamiento de las uniones a tope en ángulo hechos de laminados de Polímero Epóxico Reforzado con Fibra de Carbono (PERFC). Se describen las razones fundamentales que motivan la presente investigación sobre las uniones remachadas y adhesivas sometidos a tracción cuasi-estática. Se enlistan de manera general los pasos a seguir para la fabricación de los ángulos laminados, de las uniones a tope en ángulo, así como de su caracterización a tracción cuasi-estática.
Se discute el potencial que tienen este tipo de ensambles, los cuales presentan fallas cohesivas cuando se pegan por
medios químicos o bien por delaminación, ruptura de matriz y de fibra en las uniones mecánicas. En base a este
conocimiento se establecen criterios básicos para este tipo de uniones en aplicaciones aeronáuticas
Palabras Clave: Polímero Epóxico Reforzado con Fibra de Carbono, Uniones a tope en ángulo, uniones adhesivas, ensambles remachados, ensayos
mecánicos, Resistencia.
A B S T R A C T
This paper compares the influence of the assembly method on the behavior of the L-shaped butt joints made of Carbon Fiber Reinforced Epoxy Polymer (CFREP) laminates. The fundamental reasons that motivate the current investigation on the riveted and adhesive joints subjected to quasi-static traction are described. The steps to follow for the manufacture of the laminated angles, the angled butt joints, as well as of their characterization to quasi-static traction are listed in a general manner.
The present investigation seeks to study the potential of this type of assemblies as an alternative for Single Lap Shear (SLS)
joints (which present cohesive failures when they are glued by chemical means or by shearing the rivet in the mechanical
joints). This prevents design engineers from having documented and reliable alternatives to manufacturing processes
Keywords: Carbon Fiber Reinforced Epoxy Polymer, L-shaped butt-joints, adhesive joints, mechanical bonding, strength, mechanical testing.
1. Introducción
El uso cada vez más extendido de los materiales compuestos
como reemplazo de sus contrapartes metálicas en el sector
del transporte se debe a que los primeros tienen un
desempeño mecánico similar a los segundos, pero con un
peso menor. Esto es crucial en aplicaciones aeronáuticas,
donde constantemente se busca minimizar el peso, ya que
esto trae consigo una reducción de los costos de operación
por consumo de combustible. Además, los materiales
compuestos ofrecen ventajas para la fabricación de piezas
monolíticas de gran tamaño al no estar limitadas por el
tamaño de los lienzos o bien por el tamaño de la maquinaria
requerida.
Bajo este último aspecto, es factible hacer piezas tan
grandes como el fuselaje completo de una aeronave, o bien
el ala de una sola pieza, que sería lo ideal, ya que la
transmisión de cargas sería uniforme a lo largo de toda la
estructura.
Sin embargo, por razones como la facilidad de
fabricación al ensamblar elementos internos y el
mantenimiento, las estructuras únicas resultan imprácticas.
Estas razones hacen necesaria la fabricación del fuselaje en
varias partes para unirlas posteriormente por medios
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mecánicos o químicos. Si bien la cantidad de uniones
requeridas en un vehículo hecho con material compuesto
será mucho menor que en uno de metal, estas seguirán
siendo necesarias, por lo que se requiere conocer los tipos y
limitantes de las mismas. Dentro de los tipos de uniones
existentes podemos describir las uniones a traslape simple,
que son ampliamente utilizadas en diversas aplicaciones, y
las uniones a tope en ángulo, cuya aplicación es más bien
escasa.
En el caso de las uniones a traslape, se han realizado ya
gran cantidad de trabajos, al ser estas las más utilizadas en
los componentes de material compuesto, existiendo criterios
de diseño ya muy desarrollados para cargas estáticas. Sin
embargo, la escasa de información técnica sobre las uniones
a tope en ángulo para ensambles estructurales aeronáuticos,
impide a los ingenieros de diseño tener alternativas
documentadas y confiables para los procesos de
manufactura como una alternativa para las uniones
estructurales a traslape simple. Esto obliga a
sobredimensionar este tipo de uniones o inhibe el uso de
estas, con el consecuente costo operacional en el primer caso
y limitando el campo de aplicación en el segundo.
La presente investigación busca establecer criterios que
permitan ampliar el campo de aplicación de este tipo de
uniones. El objetivo de la presente investigación es
contrastar experimentalmente la influencia del método de
ensamble y entender los mecanismos involucrados en el
proceso de falla mediante el uso de software de elemento
finito. En el presente documento se describe el proceso de
manufactura de los laminados, de los ensambles mecánicos
y adhesivos, así como la caracterización mecánica de los
materiales obtenidos y el análisis a tracción cuasi-estática de
las uniones a tope en ángulo fabricadas de Polímero Epóxico
Reforzado con Fibra de Carbono (PERFC). Se contribuye en
el conocimiento del comportamiento mecánico a tracción
cuasi-estática de las uniones a tope de 2 ángulos fabricados
de PERFC, dejando evidencia de las posibilidades que dicha
unión tiene para ensambles estructurales.
2. Materiales y manufactura
2.1. Materiales
Se utilizó un tejido de fibra de carbono 94933 del tipo
twill 2x2 del fabricante BGF de 3000 fibras/hilo y 13
hilos/pulgada con una densidad de 210 gr/m2, y un espesor
de 0.3mm. La resina utilizada fue la Epolam 5015 con su
endurecedor Epolam 5015, ambos de la marca Axson
Tecnolohies.
Se usó película desmoldante de Etileno-
TetraFluoroEtileno (ETFE por sus siglas en inglés) de alto
desempeño Wrightlon 5200 para recubrir el molde sobre el
que se tendieron las fibras. Se utilizó cinta butilo para hacer
el sellado de la bolsa. Se empleó una capa de pelado (peel
ply) consistente en una tela de nylon para dar la rugosidad
requerida para el empleo de adhesivos.
Se usó cinta doble cara de 25.4 mm (1”) de ancho para
fijar la película de ETFE al molde y la tela de nylon a la
película de ETFE. La fibra respiradora fue utilizada para
proteger la válvula de vacío del exceso de resina.
En el caso de los ensambles adhesivos, se usó el
pegamento epóxico de 2 partes Adekit A140 de Axson
Technologies.
Para los ensambles mecánicos se escogieron remaches
HST11AG5-5, que tienen un recubrimiento pigmentado de
aluminio de color naranja y que tiene una resistencia a la
tracción mínima de 86.05 ksi (593.3MPa). La longitud de
agarre del remache es de 8 mm (0.31”), lo que equivale a un
número de segundo guion de -5. Por lo tanto, la
especificación del remache escogido es HST11AG-5-5.
Respecto al collarín, sabiendo que la unión va a estar
sometida a tracción, se escogió del tipo HL86-5.
2.2. Fabricación de ángulos de material compuesto
Se doblaron 2 placas de aluminio de 121.92 cm (48”) de
largo por 60.96 cm (24”) de ancho y 3 mm (0.118”) de
espesor para hacer los moldes para los ángulos de material
compuesto, usando una maquina hidráulica dobladora de
placas modelo cs630 para darles la forma. Se pulió la
superficie con lijas de carburo de silicio resistentes al agua
en tamaños de grano desde el 60 hasta el 400 y con orbitales
neumáticas Sanders de 15.24cm (6") de diámetro. Los radios
obtenidos una vez que las placas fueron deformadas se
midieron con un medidor de radios mitutoyo, y en ambos
casos, se obtuvo un radio interno de 3 mm.
Se procedió a cortar las placas Caul, que sirven para hacer
presión sobre el laminado. Para hacer esto, se cortaron 2
ángulos de aluminio con un espesor de 2 mm y longitudes
de 1.08 y 1.13 m respectivamente para que fungieran como
chapas Caul usando un disco de diamante de 25.4 cm (10”)
de diámetro con una velocidad de rotación de 5000 rpm. Una
vez cortadas las placas Caul, se procedió a limar los
extremos con papel lija de tamaño de grano 80 para eliminar
las rebabas.
Después de pulir las superficies de trabajo de los moldes,
y limpiarlas con acetona industrial, se procedió a recubrirlas
con la película desmoldante. Una vez sellados los bordes del
molde, procedemos a colocar la cinta butilo que sirvió para
generar nuestra bolsa de vacío. Se usó la matriz de polímero
epóxico con su endurecedor, con una relación
resina/endurecedor de 100:30 en peso.
El método de manufactura elegido fue el impregnado
manual con vacío. Se impregnó un tramo de tejido de fibra
de carbono de 1.7 m de largo por 1.27m de ancho que pesó
416gr. Para determinar la cantidad de resina requerida, se
usó una proporción de 1.15 veces el peso de las fibras, lo
cual dio como resultado 479gramos de resina y 144 gramos
de endurecedor.
En la cara superior de la película plástica que cubría el
impregnado se dibujaron rectángulos de 57 mm de ancho
orientados a 0° y 45° junto con las líneas de centro que
sirvieron de guía para el corte y apilado de los laminados. Se
agitó la mezcla resina-endurecedor por un minuto y se vertió
en el centro de la tela y se cubrió con la capa de película
desmoldante, procediéndose a distribuir la resina con
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espátulas. Una vez distribuida la resina, se cortaron 8 tiras
de fibra de carbono de 101 cm de largo con orientación de
la trama a 0°, y se cortaron 8 tiras de 1.01 m de largo con
una orientación de 45°, utilizando para ello una navaja y un
patrón metálico.
Los ángulos fueron medidos en sentido antihorario
tomando como referencia el eje de la trama del rollo tejido
de Fibra de Carbono. Una vez cortadas las fibras se procedió
a hacer el un apilamiento: [(0/45)4]s teniendo cuidado de
poner una capa de pelado entre el molde y la primera capa
del laminado.
Se repitió el procedimiento anterior con un segundo
molde preparado idénticamente primero. Para el laminado
de los ángulos de esta segunda corrida se utilizaron 412
gramos de fibra de carbono, 474 gramos de resina y 143
gramos de endurecedor. Se repitieron los procedimientos de
trazado y corte antes descritos. Una vez sellada la bolsa, se
aplicó una presión de vacío de 23.5 pulgadas de mercurio y
se dejó curar una noche para luego proceder al desmoldado
y corte de los ángulos.
El corte de los ángulos que se usaron para las uniones
remachadas se realizó de acuerdo con las prácticas estándar
de la industria aeronáutica [1] usando una sierra circular de
banco y omitiendo los procedimientos de aterrizaje
eléctrico. Se usó una regla empotrada en la sierra de banco
para uniformar los cortes del alma y el patín a 2.9 cm por
lado. De manera análoga, se ajustó la regla para producir
ángulos con un ancho de 2.54 cm. Para el caso de las
probetas adhesivas, se usó una cortadora modelo PowerCut
10” marca ALLIED con discos de corte metalográfico
89A54MET3A.
Como prueba de control de los ángulos fabricados, se
realizó un proceso de calcinación aplicado a muestras de
ambos laminados, pesando los crisoles vacíos y luego
pesando cada muestra con sus respectivos crisoles juntos
antes de meterlos al horno. Una vez dentro del horno, se
ajustó la temperatura a 400°C y se preservó dicha
temperatura durante 5 minutos para homogeneizar la
distribución del calor, tras lo cual se elevó la temperatura a
700°C conservando esta última temperatura durante 50
minutos. Transcurrido ese tiempo, se apagó el horno y se
dejó enfriar la muestra dentro del horno. Después de que se
enfriara el horno, se sacaron las muestras, se pesaron y se
compararon los pesos de las muestras con las lecturas
obtenidas antes del proceso de calcinación. Las 2 muestras
del laminado 1 dieron fracciones masa de fibra de 44% y
45%. La muestra tomada del laminado 2 dio una fracción
masa de fibra de 47%.
2.3. Fabricación de Uniones a tope adhesivas
Las uniones adhesivas fueron preparadas de acuerdo con las
prácticas estándar del sector aeronáutico [2], omitiendo los
procedimientos de preparación superficial debido a que se
usó una tela de Nylon que fungiera como capa de pelado
para obtener el acabado requerido durante el apilamiento del
laminado. Se vertieron en un vaso desechable encerado las
2 partes del adhesivo controlando las proporciones por
medio del uso de un dispensador neumático marca Sulzer,
modelo DP 400-85 y mezclando de manera manual hasta
conseguir la mezcla homogénea. Se aplicó el adhesivo por
medio de una espátula de madera sobre las superficies de la
unión previamente limpiadas. Para reducir la variabilidad en
el espesor del pegamento durante la fabricación de las
probetas, se diseñó y fabricó un accesorio que mantenga fija
la distancia de los ángulos posterior la aplicación del
adhesivo. El dibujo técnico de dicho accesorio se muestra en
la figura 1.
2.4. Uniones a tope remachadas
Una vez aplicado el adhesivo al patín del ángulo, se procedió
a realizar el ensamble y a envolverlo con película
desmoldante. A continuación, se colocó en el accesorio de
tal forma que el patín quedara entre las placas centrales y las
almas de los ángulos toparan en la pared continua que está
en la parte posterior del accesorio. Una vez que el ensamble
alcanzó el tope se retiró del accesorio tirando de la película
desmoldante y dejando secar el ensamble durante 24 horas
Para las probetas remachadas, se siguió el procedimiento
estándar de la industria [3].
3. Caracterización a tracción cuasi-estática
3.1. Configuration experimental
Se caracterizaron 5 probetas de cada tipo de unión a tracción
para lo cual se utilizó una máquina de pruebas universales
MTS Insight, Electromechanical 100kN Standard. Testing
Machine con las siguientes características técnicas:
MC-20, Load Cell: MTS Modelo 569330-01 capacidad 100
kN
MITUTOYO Vernier caliper MC-03
MITUTOYO Micrometer MC-17
Para ambos tipos de uniones se colocó la probeta en las
Figura 1: Accesorio para colocar las probetas adhesivas (acotaciones en
mm)
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mordazas de la máquina de pruebas universales
asegurándose de que el ángulo que estaba en contacto con el
collarín quedara en las mordazas móviles y el ángulo que
tenía la cabeza avellanada del remache quedara en las
mordazas que permanecen fijas. Se dobló un pedazo de lija
con tamaño de grano 100 sobre la punta de los ángulos
cuidando que el lado con abrasivo estuviera en contacto con
la probeta para evitar que se resbalarán de las mordazas.
Se aplicaron 125 N (30 lbf) fuerza de compresión con el
fin de asegurar que todas las superficies de carga están en
contacto y para alinear las placas. Se redujo la fuerza de
compresión a 45 N (10 lbf), y se reestableció a cero y al
equilibrio toda la instrumentación. Se estableció una
separación de las mordazas de 32.8 mm, una velocidad del
cabezal de 1.27 mm/min,
Para las probetas remachadas la presión neumática
promedio de las mordazas, que fue de 5.92 MPa. con una
desviación estándar de 0.61 y para las adhesivas la presión
neumática de las mordazas fue de 10.34 MPa. sin desviación
estándar.
Se aplicó fuerza de tracción a la unión a la velocidad
especificada. Se cargó la probeta hasta que se alcanzó una
fuerza máxima y la fuerza ha caído aproximadamente un
30% de la carga máxima. La primera fuerza pico observada
en la curva fuerza de desplazamiento, antes de la primera
caída significativa (mayor de 10%) en fuerza aplicada,
definió la fuerza de fallo estructural.
Se terminó la prueba a fin de evitar el enmascaramiento
del verdadero modo de fallo por la distorsión agujero a gran
escala, con el fin de proporcionar una evaluación del modo
de fallo más representativo.
En los resultados de los ensayos a tracción cuasi-estática
para las probetas adhesivas (Ilustraciones 2 a 6), se obtuvo
una carga máxima promedio de 2,287 N con una desviación
estándar de 531 N y un coeficiente de variación del 23%
Figura 2: Curva esfuerzo deformación de la probeta adhesiva 1
El hecho de que el coeficiente de variación resultara tan
grande se puede explicar por el proceso de pegado manual,
que si bien es cierto se siguieron las prácticas recomendadas
del sector, no hay una estandarización para la aplicación de
adhesivos en este tipo de ensambles. Todos los ensambles
mostraron un comportamiento elástico al principio,
resultado natural de la deformación del adhesivo, que es un
material isotrópico.
Figura 3: Curva esfuerzo deformación de la probeta adhesiva 2
Figura 4: Curva esfuerzo deformación de la probeta adhesiva 3
Figura 5: Curva esfuerzo deformación de la probeta adhesiva 4
Figura 6: Curva esfuerzo deformación de la probeta adhesiva 5
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Se muestra en la tabla 2 un resumen de las cargas
máximas obtenidas. Se puede observar que la dispersión de
los datos es muy grande, consecuencia del proceso manual
con el que se hizo el pegado de las probetas.
Tabla 1: Carga máxima a tracción cuasi-estática de probetas adhesivas
Muestra Carga Maxima (N)
1 2,287
2 2,013
3 1,859
4 2,080
5 3,196
Promedio 2,287
Desviación Estándar 531
Coeficiente de Variación 0.23
Los laminados del ensamble no sufrieron daño apreciable
a simple vista, y todas las probetas mostraron un fallo mixto
del adhesivo. Esto sugiere que este método es ideal para
zonas donde la integridad del laminado tiene mayor
importancia que la del ensamble. Los tipos de falla que
estuvieron presentes en el pegamento son cohesivo y
ligeramente adhesivo, tal y como puede verse a continuación
en la figura 7.
En la figura 7 puede verse claramente que la superficie
del patín sufrió una falla ligeramente adhesiva, mientras que
las flechas indican en el patín como en el radio son evidencia
de una falla cohesiva. El pegamento prácticamente no sufrió
deformación plástica apreciable, lo cual es coherente tanto
con las gráficas de esfuerzo-deformación mostradas
anteriormente, como con el hecho de que el fabricante
reporta una elongación a la ruptura del 2%. Un argumento
adicional de esta ausencia de deformación plástica se puede
explicar cuando se compara el esfuerzo ultimo reportado por
el fabricante (30MPa.) con el módulo de elasticidad (de
2,690MPa.) para el adhesivo epóxico Adekit 140, reportada
en un estudio previo [4].
De los datos mostrados anteriormente, se puede ver que
el esfuerzo a la ruptura es 1.1% del módulo de elasticidad.
Es precisamente a partir de esta evidencia que se recomienda
el uso de uniones adhesivas solo si se desea que estas fallen
de manera súbita. Analizando los puntos tabulados durante
el ensayo de tracción cuasi-estático, y dividiendo la carga
máxima promedio obtenida experimentalmente (2,287N),
entre la superficie promedio de los patines (778.4492mm2),
se obtiene un esfuerzo ultimo experimental de 2.93 MPa.
Esto está muy por debajo de los 30 MPa. reportados por
el fabricante. Una posible explicación de esto se puede
encontrar en el modo de aplicar el adhesivo, ya que, si se
hace a mano mediante el uso de una espátula, hay una mayor
presencia de porosidades. Esto concuerda con lo reportado
en un artículo previo [5], donde los autores usaron un
adhesivo epóxico de 2 partes y variaron la técnica de
mezclado.
En dicho estudio, la técnica de mezclado que otorgó
mejores propiedades mecánicas fue mediante el uso de un
dispensador neumático con boquilla mezcladora. La
presencia de las porosidades se debe a que el adhesivo
contiene compuestos químicos volátiles, los cuales genera
huecos al evaporarse. En base a estos datos y la información
experimental obtenida, es que se recomienda el uso de
dispensadores neumáticos con boquilla mezcladora para la
aplicación de este tipo de adhesivos.
3.1.1.1. El modelo de Elemento Finito
Para el modelo adhesivo, se usó el software Ansys
Advanced Composite Program (Ansys ACP) v.19. La razón
para usar este software se debe a que permite controlar mejor
la orientación de las fibras dentro del laminado. Se usaron
las propiedades contenidas en la biblioteca del software para
el tejido de fibra de carbono – resina epóxica fabricado por
impregnado húmedo.
Las propiedades mecánicas que se editaron de acuerdo
con un estudio previo [6] fueron los módulos de elasticidad
en X, Y, Z, así como los módulos de Poisson. La secuencia
de carga fue programada de acuerdo con los resultados
experimentales de la probeta 3 que arrojó los resultados más
conservadores. Las propiedades mecánicas del adhesivo
fueron simuladas a partir de la resina epóxica de la librería
del mismo software, editando el módulo de elasticidad y el
módulo de poisson y el esfuerzo ultimo de acuerdo con un
estudio previo [4].
La carga aplicada fue la máxima resultante de la curva
esfuerzo deformación de la probeta 3, que fue la que arrojo
los resultados más conservadores. Se aplicaron varios pasos
de carga, con los intervalos de tiempo y cargas obtenidas del
ensayo real. Se restringieron completamente las caras en el
alma inferior y se aplicó restricción de movimiento
horizontal en la cara interna del alma superior con la
finalidad de simular la restricción de movimiento de las
mordazas. En la figura 8 pueden verse las condiciones
frontera del modelo de elementos finitos empleado.
Falla ligeramente adhesiva
Falla cohesiva
Figura 7: Fallo intermedio (cohesivo + adhesivo)
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Figura 8: Condiciones frontera para el Modelo de Elementos Finitos del
ensamble adhesivo.
A continuación, se muestran los resultados de la
simulación. Debido a que, experimentalmente hablando, el
laminado no sufrió ningún daño visible (tal y como puede
apreciarse en la figura 9) y debido a que la presente
investigación se centra en la resistencia de la unión y no del
laminado, es que se mostraran diversas imágenes del
adhesivo sin los laminados.
Figura 9: Ensamble adhesivo sin daño evidente en el laminado
Como puede verse en la figura 10, se pueden apreciar los
esfuerzos principales máximos en condiciones de carga
máxima. Los esfuerzos máximos se encuentran sobre los
radios del adhesivo, lo que facilita su separación. De hecho,
experimentalmente hablando, el ensamble fracturó de forma
adhesiva del lado de los radios. Si tenemos en cuenta que la
resistencia máxima a la tracción reportada por el fabricante
es de 30 MPa, resulta evidente que el adhesivo comienza a
fallar en la zona aledaña a los radios. Esto se debió a que los
esfuerzos fueron transmitidos desde el alma a los radios, y
de ahí se fue distribuyendo dentro del pegamento. Esto
coincide con lo reportado por otros autores [7] al señalar esa
región como la zona más crítica para uniones a tope en
ángulo de materiales isotrópicos.
Figura 10: Distribución de los esfuerzos del adhesivo dentro del ensamble
a la falla
Como puede verse en la figura 11, a pesar de estar más
alejado de la zona de aplicación de la carga, la peor
deformación sufrida por el adhesivo se dio en la punta del
ensamble opuesta al alma. Esto se debe a que, en esa zona,
el adhesivo es mucho más delgado que en la zona de los
radios cerca de las almas del ensamble.
Figura 11: Distribución de las deformaciones del adhesivo dentro del
ensamble a carga máxima
3.1.2. Probetas remachadas
A continuación, en las ilustraciones 12-16 se muestran los
resultados de los ensayos a tracción cuasi-estática. Se
obtuvo una carga máxima promedio de 2,082N con una
desviación estándar de 159 y un coeficiente de variación de
0.076. El hecho de que en este caso la desviación estándar
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fuera mucho menor es consecuencia de que hubo más
uniformidad en el proceso de remachado.
Figura 12: Curva esfuerzo-deformación probeta remachada 1
Figura 13: Curva esfuerzo-deformación probeta remachada 2
Figura 14: Curva esfuerzo-deformación probeta remachada 3
Figura 15: Curva esfuerzo-deformación probeta remachada 4
El experimento realizado mostro que el primer
mecanismo de falla en presentarse fue la delaminación,
consecuencia de la deformación del patín inferior y la
presencia de esfuerzos cortantes en la matriz. Este tipo
esfuerzos hicieron que la matriz fallara entre las diferentes
capas de material compuesto en la zona de los radios.
Figura 16: Curva esfuerzo-deformación probeta remachada 5
Esto confirma los resultados del otro estudio previo [8] al
señalar que la delaminación estuvo presente en todos los
ensambles sometidos a tracción cuasi-estática, como puede
verse en la figura 17.
Figura 17: Delaminación en probeta remachada a tracción cuasi-estática
A continuación, se observó que hubo una ruptura de fibra,
ya que esta tiene una elongación a la falla de 1.6%. Y aunque
tiene un mayor módulo de elasticidad que la resina, la fibra
tiene una menor elongación a la ruptura que la primera.
Esto hace pensar que la mayor parte de la carga la soportó
la fibra hasta que esta falló. Una vez ocurrido esto, la carga
fue transmitida de manera súbita a la matriz, la cual tiene
una elongación a la ruptura del 6%.
En la Tabla 2, se muestra un resumen de las cargas
máximas obtenidas en los ensayos a tracción cuasi-estática
para las probetas remachadas.
Después de la fractura del ensamble, se pudo observar
una ligera deformación de la cabeza avellanada del remache
coincidente con el lado del alma como puede verse en la
figura 18a. En la figura 18b se puede ver un modelo de
elemento finito usando el software Ansys Parametric Design
Language (APDL) v.19. La razón principal para preferir este
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módulo sobre el ACP radica en que en este último no es
posible simular la topología del avellanado en el laminado,
que es en realidad la zona donde se presentó el falló final
observado en la caracterización real.
Tabla 2: Cargas máximas a tracción cuasi-estática de probetas remachadas
Muestra Carga Máxima (N)
1 1,965
2 2,158
3 2,314
4 2,059
5 1,915
Promedio 2,082
Desviación Estándar 159
Coeficiente de variación 0.076
En la figura 18b se muestra que los cortantes YZ son más
fuertes en los bordes inferiores del avellanado en el remache.
Sin embargo, dado que el grosor transversal de los bordes
superiores del avellanado en el plano YZ es menor, es
comprensible ver una deformación en esa zona. En todas las
probetas ensayadas se encontró que el collarín no sufrió
ningún daño, por lo que se simplificó la topología del mismo
reemplazándolo por un buje en el modelo.
(a) (b)
Figura 18 a: Deformación de cabeza del lado del alma. 18 b) Modelo de
elemento finito del remache y collarín con los esfuerzos cortantes YZ
De manera similar, en la figura 19 podemos observar la
distribución de esfuerzos cortantes en el plano XY. En esta
lustración, puede verse nuevamente como la cabeza del
remache es la que soporta los mayores esfuerzos cortantes
paralelos al plano del patín.
Nuevamente, en la figura 20 se aprecia como la mayor
parte de los esfuerzos se concentran en la cabeza del
remache, en los radios del laminado y en la parte inferior del
collarín.
En la figura 21 se puede apreciar el agrietamiento del
laminado en una dirección paralela al alma y transversal al
patín en la dirección Y.
Figura 19: Distribución de esfuerzos cortantes XY (paralelos al plano del
patín) en el ángulo superior.
Figura 20: Distribución de esfuerzos equivalentes de Von Mises en el
ángulo superior.
Figura 21: agrietamiento transversal paralelo al alma en el ángulo
inferior
Esto se da debido a que dicha sección tiene la menor área
transversal de todo el laminado y por eso tiene mayores
esfuerzos que en el resto del patín. Estos esfuerzos son los
que provocan la ruptura de matriz, generando una deflexión.
Cuando la fibra queda libre para flexionarse, la carga se
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transmite del vástago hacia la periferia del agujero
avellanado, deformando las capas más delgadas del
laminado y que se encuentran en la base de la cabeza del
remache.
Esta deformación se da en dirección normal a la
superficie interna del patín. La figura 22 muestra como el
ángulo inferior falló por ruptura de fibras y de matriz. La
mayor deformación se dio en la periferia del barreno que
estaba al centro del patín en el ensamble.
Esto se debió a que la carga fue transmitida al ángulo a
través del vástago del remache, el cual actúa en dirección
perpendicular a la superficie del patín. Esta figura sugiere
que, al generar el avellanado en el barreno, la estructura del
patín se debilita por la disminución del grosor del laminado
en la cara central del ensamble. Ese debilitamiento es
consecuencia de la remoción de material durante el proceso
de desbarbado, ya que este proceso remueve material del
laminado con la finalidad de que la darle al barreno un perfil
cónico que embone con la cabeza avellanada del remache.
Esto sugiere que, para este tipo de ensambles, es
contraproducente el uso de los remaches de cabeza
avellanada o flush. Debido a las razones expuestas
anteriormente, se sugiere el uso de remaches de cabeza
protuberante dentro de lo posible, procurando usar una
rondana entre la cabeza del remache y el laminado. Esto
permitiría desbarbar la rondana en vez de hacerlo sobre el
laminado, protegiendo el laminado de la nucleación de las
grietas y facilitando el mantenimiento del ensamble, al
simplificar el reemplazo de la rondana dañada.
4. Conclusión
Si se desea usar este tipo de uniones, se debe tener en cuenta
que tipo de fallo es permisible y la ubicación de este. Las
uniones adhesivas protegen el laminado y fallan
súbitamente, protegiendo la integridad del laminado en el
proceso. En el caso de que se desee darle prioridad al
ensamble por sobre el laminado, y en caso de que este sea
aceptable que este falle gradualmente, despreciando la
integridad del laminado, se recomienda el uso de los
ensambles mecánicos.
En el caso de las uniones remachadas la delaminación en la
zona de los radios es el primer tipo de falla en aparecer, pero
no el más importante. La delaminación se da como
consecuencia de que los esfuerzos cortantes interlaminares
son superiores al módulo cortante de la resina. En este tipo
de ensambles, los tipos de falla más importantes son ruptura
de fibra y de matriz en la periferia del orificio. Los
laminados resultaron dañados cuando se utilizaron remaches
hi-lok de cabeza avellanada con collarines. Estudios previos
del grupo muestran que los remaches NASM 20470 no
dañan tanto los laminados. Sin embargo, los ensambles
hechos con dichos remaches fueron a traslape, por lo que es
necesario realizar estudios en otras configuraciones, como
las de la presente investigación.
Los modelos de elemento finito sugieren que los cortantes
inducen a la rotación del remache y del collarín, y que el
laminado ejerce una reacción en sentido opuesto, por lo que
colocar una rondana entre el remache y el collarín podría
aminorar los daños al laminado. Se requieren más estudios
para comprobar dicha hipótesis.
La proporción de las cargas máximas promedio entre
uniones adhesivas y remachadas es alrededor del 9.8%, por
lo que hay indicios suficientes para pensar que las uniones
adhesivas tienen un mejor desempeño que sus contrapartes
remachadas si es que el procedimiento de adhesión es
adecuado. La información con respecto a las uniones
adhesivas no es concluyente debido a la alta presencia de
porosidad en el adhesivo lo cual se conoce afecta la
resistencia y favorece la nucleación y propagación de
grietas, lo cual es evidente en la deviación estándar
alcanzada en las pruebas realizadas.
La mayoría de las uniones adhesivas presentaron un modo
de falla mixto (ligeramente cohesivo y adhesivo), se logró
una buena infiltración del adhesivo sobre la superficie
rugosa del material adherente, aunque la carencia de
adhesivo en algunos ensambles afectó fuertemente la
resistencia de la unión. A pesar de que el adhesivo utilizado
no cumplió con la expectativa de una alta resistencia a
tracción cuasi-estática, se ha cumplido el objetivo de evaluar
los ensambles a tope en ángulo y se ha logrado distinguir los
modos de falla de acuerdo con el nivel de esfuerzo cuasi-
estático aplicado.
La elección de la mejor solución dependerá del propósito de
la unión, pero la evidencia sugiere que los ensambles
adhesivos son buenos cuando se quiere priorizar la
integridad del laminado por sobre la del ensamble. Un
ejemplo de estas situaciones se puede encontrar en el
montaje de las vestiduras y acabados de interiores. En caso
de querer priorizar la vida del ensamble por sobre la del
Figura 22: Vista lateral del ángulo inferior y la
deformación resultante en la periferia del barreno
avellanado
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laminado, las uniones mecánicas con remaches hi-lok son
una buena opción sobre todo para fijar elementos en el
interior del fuselaje siempre y cuando, la aerodinámica no
sea relevante.
En el caso adhesivo, el pegamento puede soportar mayores
cargas cuasi-estáticas al incrementar tanto el área adhesiva
como el grosor de esta.
En ambos casos, no se recomienda el uso de este tipo de
ensambles en aplicaciones donde la aerodinámica juega un
papel fundamental.
Con respecto a las simulaciones de elemento finito, la
simulación hecha en APDL con el elemento de análisis
SOLAH190 no permite visualizar correctamente el
fenómeno de delaminación. Esto se debe a que los nodos se
encuentran en las capas exteriores del laminado, mientras
que la delaminación se da entre capas interiores del mismo.
Con la finalidad de mejorar el modelo, se recomienda
conservar el elemento de análisis antes mencionado, pero
dibujando cada capa de laminado con un grosor un 2.5%
menor al reportado por el fabricante o al que se pueda medir
experimentalmente con el uso de microscopios o software
de procesamiento de imágenes, y colocar una capa de resina
entre laminados con un grosor entre capas del 5% del
laminado.
Para el caso de los ensambles adhesivos, el modelo no refleja
la aparición de la grieta como tal en el pegamento. A pesar
de todo, el modelo es útil al señalar que la zona más
propensa a la falla es la zona del adhesivo que se encuentra
entre los radios. El modelo también es útil para observar
cómo se separan los ángulos en el ensamble.
Agradecimientos
Se agradece al Centro Nacional de Tecnologías
Aeronáuticas por su apoyo y colaboración en la realización
de los ensayos mecánicos.
REFERENCIAS
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