Efecto del uso de láminas ultradelgadas en laminados de material compuesto ante carga de compresión

vzEquation Chapter 1 Section 1 Trabajo Fin de Grado Grado en Ingeniería de las Tecnologías Industriales Efecto del uso de láminas ultradelgadas en laminados de material compuesto ante carga de compresión Autor: Leonardo Domínguez Escobar Tutores: Carlos Sandino de Benito Elena Correa Montoto Dpto. Mecánica de Medios Continuos y Teoría de Estructuras Escuela Técnica Superior de Ingeniería Sevilla, 2024 Dpto. Mecánica de Medios Continuos y Teoría de Estructuras Escuela Técnica Superior de Ingeniería iii Trabajo de Fin de Grado Grado en Ingeniería de las Tecnologías Industriales Efecto del uso de láminas ultradelgadas en laminados de material compuesto ante carga de compresión Autor: Leonardo Domínguez Escobar Tutores: Carlos Sandino de Benito Profesor sustituto Elena Correa Montoto Catedrática de Universidad Dpto. Mecánica de Medios Continuos y Teoría de Estructuras Escuela Técnica Superior de Ingeniería Universidad de Sevilla Sevilla, 2024 v Proyecto Fin de Grado: Efecto del uso de láminas ultradelgadas en laminados de material compuesto ante carga de compresión Autor: Leonardo Domínguez Escobar Tutores: Carlos Sandino de Benito Elena Correa Montoto El tribunal nombrado para juzgar el Proyecto arriba indicado, compuesto por los siguientes miembros: Presidente: Vocales: Secretario: Acuerdan otorgarle la calificación de: Sevilla, 2024 El Secretario del Tribunal vii Resumen Estudio de la influencia de la secuencia de apilado en láminas de material compuesto fibra de carbono/matriz epoxi ante carga estática de compresión uniaxial. El trabajo consiste en la evaluación del comportamiento de láminas ultradelgadas orientadas a 90º con respecto a la dirección de la carga de compresión en laminados crossply. Para ello, se definirán diferentes secuencias de apilado compartiendo todos los tipos de laminados el mismo número de láminas de orientación de 0º y 90º respecto a la carga, manteniéndose por lo tanto los espesores de todos los tipos de laminados y teniendo la secuencia de apilado como único factor diferenciador. Se comparará el comportamiento de los laminados haciendo énfasis en los fenómenos efecto escala y efecto borde, además de estudiar el inicio del daño y analizar su evolución hasta la rotura. El estudio se realizará completamente de forma experimental, abarcando desde procesos manuales tales como la fabricación de laminados en autoclave, corte y mecanizado de probetas hasta ensayo de probetas ante carga estática e inspección microscópica óptica, concluyendo con un análisis de resultados. ix Abstract Study of the Influence of Stacking Sequence in Carbon Fiber/Epoxy Matrix Composite Laminates Under Uniaxial Compression Static Load. The work involves evaluating the behavior of cross-ply ultra-thin plies oriented at 90º with respect to the compression load direction. To this end, different stacking sequences will be defined, with all laminate types sharing the same number of plies oriented at 0º and 90º with respect to the load. Therefore, the thickness of all laminate types will remain the same, and the stacking sequence will be the only differentiating factor. The behavior of the laminates will be compared with an emphasis on scale effect and edge effect phenomena, in addition to studying the initiation of damage and analyzing its progression until failure. The study will be conducted entirely experimentally, encompassing manual processes such as autoclave laminate fabrication, cutting and machining of specimens, as well as testing specimens under static load and performing optical microscopic inspection, concluding with an analysis of the results. 1 1 INTRODUCCIÓN Este primer capítulo está dedicado a realizar una breve introducción sobre la definición, aparición evolución, y aplicación de los materiales compuestos para justificar la importancia de seguir estudiando el comportamiento de este revolucionario material. Además, este capítulo incluye los antecedentes, los objetivos, la motivación y la estructura de este estudio. 1.1 Reseña histórica El hombre descubrió hace mucho tiempo que los ladrillos de arcilla pueden ser más fuertes y duraderos al reforzar la arcilla con paja y palos. La madera está formada por fibras de celulosa, fuertes y unidas por una matriz de lignina. Los huesos son fibras de colágeno cortas y suaves incrustadas en una matriz mineral. Tanto la madera como los huesos demuestran la destacada adaptabilidad y capacidades de los materiales compuestos para soportar cargas en diversas condiciones. Los compuestos sintéticos modernos que utilizan fibras de refuerzo (una fase) y matrices (otra fase) de diversos tipos se han introducido como materiales de reemplazo para los metales en aplicaciones civiles, militares y aeroespaciales. El punto de inflexión en la revolución de los compuestos se ha asociado con el desarrollo de fibras de carbono y boro en la década de 1960. Estas nuevas fibras, que tienen una mayor rigidez que las fibras de vidrio, dieron un aumento significativo en la rigidez de las estructuras compuestas. La capacidad para adaptar estos materiales a las necesidades específicas y sus propiedades superiores son la fuerza impulsora detrás de este aumento en la utilización. 1.2 Definición de material compuesto La definición más habitual para el material compuesto es la combinación de dos o más materiales con interfases de separación entre ellos a escala macroscópica para formar un nuevo material. Este, tiene como objetivo obtener mejores propiedades que las que tendrían los constituyentes si actuaran de forma aislada. 1.2.1 Clasificación de los materiales compuestos Hay numerosas formas de clasificar los tipos de material compuesto, en este caso, como se observa en la Figura 1. Clasificaciones materiales compuestos. , se va a realizar la clasificación según la geometría del refuerzo, diferenciando entre fibra, cuya longitud es mucho mayor que las otras dos dimensiones que caracterizan la sección trasversal, y partículas, que abarcan una gran variedad de geometrías tales como esféricos, cúbicos, laminares e irregulares. Se ha hecho la clasificación de esta forma ya que la geometría del refuerzo es la principal responsable de modificar las propiedades mecánicas tales como resistencia, rigidez y tenacidad. El objetivo de estudio será los materiales compuestos con fibra embebidas en matrices, la matriz da forma y une las fibras transfiriendo la carga, además de proteger contra agentes exteriores y daños derivados de su uso y manipulación. En este estudio el material compuesto estará compuesto por varias capas (multicapas) en este caso, cross-ply (láminas orientadas a 0º y a 90º). Cada capa estará formada por varias láminas que comparten misma dirección de la fibra. 2 Figura 1. Clasificaciones materiales compuestos. [1] 1.2.1.1 Constituyentes A continuación, se va a nombrar los constituyentes más utilizados en la industria y alguna de sus propiedades. En este estudio, se trabajará con fibras de carbono con resinas epoxi. 1.2.1.1.1 Fibras Las fibras más utilizadas son las de carbono, vidrio y Kevlar. Las fibras de carbono son frágiles y presentan una total recuperación elástica cuando se someten a esfuerzos por debajo del de rotura. Las propiedades de esta fibra están fuertemente condicionadas por su longitud ya que al aumentar ésta, más posibilidad de existencia de un defecto, dando lugar a que experimentalmente se obtengan resistencias inferiores a las teóricas. Hay que destacar la gran inferioridad de las propiedades mecánicas trasversales a la orientación de la fibra. Las fibras de vidrio tienen como base sílice con adiciones de óxidos, presentan buenas propiedades de resistencia, rigidez, eléctricas y de desgaste. A diferencia de la fibra de carbono, la red de vidrio es de estructura tridimensional dando lugar a que las fibras de vidrio sean isótropas. La resistencia a la rotura del vidrio está condicionada por el daño superficial que puede sufrir al manipularlo, para evitar este daño, se le aplica una capa protectora que une químicamente la superficie de vidrio y la matriz, dando lugar a una interfase de alta resistencia. Las fibras orgánicas presentan altas resistencias y rigideces teóricas debido a que son obtenidos de polímeros completamente alineados. Al igual que las fibras de carbono, las fibras orgánicas presentan propiedades anisotrópicas. 3 Tabla 1. Propiedades de las fibras de Carbono, Vidrio y Kevlar 49. [1] 1.2.1.1.2 Matriz Las matrices más utilizadas son de tipo termoestables, las cuales no se funden al calentarlas, sin embargo, pierden su rigidez al alcanzar la temperatura de transición vítrea, la cual supone una limitación en su aplicación. Las materias primas más usadas como matriz en los materiales compuestos gracias a su gran variedad de propiedades mecánicas y químicas son las resinas epoxi y poliéster, teniendo como temperaturas de transición vítrea de 300 y 110 º Celsius respectivamente. Las matrices termoplásticas tienen su uso en aplicaciones que no exijan muy buenas propiedades mecánicas y no se produzcan altos gradientes de temperatura. Tabla 2. Propiedades típicas de las resinas epoxi y poliéster usadas en los materiales compuestos. [1] 4 1.3 Ventajas y limitaciones 1.3.1 Ventajas Al comparar las propiedades de los compuestos con los metales, la rigidez o resistencia de un material compuesto puede no ser muy diferente, e incluso menor. Pero cuando se consideran la resistencia específica (relación resistencia-peso) y la rigidez específica (relación rigidez-peso), los materiales compuestos generalmente superan a los metales. Figura 2. Comparación de las diferentes resistencias específicas de cada material. [2] Además de mejorar las propiedades estructurales, en muchos casos, los materiales compuestos son mejores en resistencia a la corrosión, resistencia a la fatiga, aislamiento térmico, conductividad y aislamiento acústico que los metales. Desde el punto de vista de la fabricación, el diseño con materiales compuestos resulta en una reducción significativa en piezas, herramientas y ensamblajes. Las complejas uniones de chapa metálica en muchos casos pueden ser convenientemente reemplazadas por piezas de material compuesto fabricadas de forma monolítica en un solo paso. 1.3.2 Limitaciones Si bien las ventajas de los materiales compuestos sobre los materiales convencionales son evidentes, no se deben pasar por alto sus limitaciones. Al ser materiales relativamente nuevos, hay una aparente falta de conocimiento y experiencia que limita su rápida incorporación en diseños existentes y nuevos. El alto costo de los materiales y las complejidades en su fabricación son quizás los factores más limitantes en su utilización. El costo de fabricación es alto en comparación con el de los metales, incluso cuando las herramientas pueden ser simples. Esto se atribuye al alto costo de los constituyentes, la dependencia de mano de obra cualificada y la falta de métodos de fabricación de alta productividad. Debido a que los materiales compuestos son relativamente nuevos, también hay una falta de herramientas de análisis simples, bases de datos de propiedades de materiales confiables y reglas de diseño fáciles de implementar. 5 1.4 Aplicaciones Los materiales compuestos han demostrado ser materiales de ingeniería flexibles y adaptables para muchas aplicaciones, incluyendo la aeroespacial, aviación, automotriz, construcción, marina, productos de consumo y deportes. Cada sector industrial busca características deseables que el material compuesto debe satisfacer. Las estructuras aeroespaciales, por ejemplo, requieren una alta rigidez y resistencia específicas y un grado muy alto de estabilidad dimensional bajo una amplia gama de temperaturas. 1.4.1 Aplicación Aeroespacial La alta resistencia específica y rigidez de los materiales compuestos también los hacen atractivos para los componentes de aeronaves tanto militares como civiles. Las aeronaves militares, que están más centradas en el rendimiento que por el costo, han sido testigos de la mayor utilización de materiales compuestos avanzados. Los materiales compuestos de polímero y fibra se utilizan extensamente en las estructuras primarias, así como en las estructuras secundarias y superficies de control de las aeronaves militares. La utilización del material compuesto en la fabricación de aeronaves civiles ha sido mucho más lenta, especialmente en el sector de aeronaves comerciales. Esto se debe principalmente al alto costo, dificultades en la fabricación y falta de datos de rendimiento requeridos para la certificación. Una excepción a esta tendencia se vio en el sector de aeronaves corporativas, donde se introdujeron aeronaves completamente hechas de compuestos. Ejemplos de aeronaves son el Beechcraft Starship, introducido por primera vez a finales de la década de 1980, y el jet empresarial Premier I de Raytheon, introducido unos 10 años más tarde. Figura 3. Beechcraft Starship. [2] La utilización de material compuesto en las aeronaves de transporte civiles ha aumentado lentamente desde algo menos del 5% del peso total en el Boeing 757/767 (década de 1980) hasta casi el 50% en el nuevo Boeing 787 Dreamliner. El Airbus A380, la aeronave más grande del mundo también utiliza aproximadamente el 25% de su peso total en material compuesto. 6 1.4.2 Aplicación transporte terrestre En la industria del transporte terrestre, se utilizan compuestos de vidrio-polímero para paneles de carrocería, bastidores, componentes estructurales interiores y parachoques. Los compuestos de carbono-polímero se utilizan en hojas de resorte, árboles de transmisión y diversas partes del chasis. 1.4.3 Aplicación ocio y deporte La industria del ocio y los deportes es el mayor beneficiario de los compuestos de polímeros después de las industrias aeroespacial y de aeronaves. Las estructuras y cascos de embarcaciones incorporan compuestos en gran medida. Los compuestos de vidrio-polímero dominan en la construcción de embarcaciones debido a su ligereza y resistencia a la corrosión. Los compuestos de carbono-epoxi también se utilizan en embarcaciones y autos de carreras de alto rendimiento. Los productos deportivos incluyen raquetas de tenis, marcos de bicicletas, palos de golf, esquís y cañas de pescar. Tabla 3. Diferentes aplicaciones de la fibra de carbono. [2] 1.5 Antecedentes Para contextualizar el trabajo realizado, la línea de investigación en la que se engloba este trabajo tiene su origen en la definición y estudio del efecto escala bajo carga cuasi-estática de tracción en laminados cross-ply [3]. Dicho efecto es un fenómeno que consiste en un inicio del daño menos significativo al disminuir el espesor de la capa orientada a 90º respecto a la carga. La aparición de láminas ultradelgadas de material compuesto supuso el punto de partida para este estudio, que trató de dar una explicación física a dicho fenómeno. A continuación, con la motivación del uso del laminado ultradelgado debido a este fenómeno y la búsqueda de reducir peso en las aplicaciones del material compuesto, se realizó un estudio de laminados ultradelgados crossply bajo carga cíclica de tracción [4]. Además, los pequeños espesores de las capas ultradelgadas orientadas a 90º con respecto a la carga dieron lugar a fallos que no predice la teoría clásica de laminado: grietas longitudinales. Este fenómeno, que se denomina efecto borde y ha sido recientemente estudiado ante carga cíclica de tracción en [5], está producido por la alteración del estado tensional debido a la presencia de bordes libres. 7 Por otro lado, ante carga cuasi-estática de compresión, se han realizado distintos estudios en el Grupo de Elasticidad y Resistencia de Materiales de la Universidad de Sevilla. El trabajo presentado en [6] se centra en el estudio experimental sobre la aparición y evolución de daños en laminados de material compuesto ante carga cuasi-estática de compresión. Posteriormente, en [7] se ha tratado de trasladar el trabajo anterior al estudio del uso de láminas ultradelgadas ante cargas de compresión, para tratar de encontrar indicios del efecto escala en laminados cross-ply sometidos a este tipo de carga. 1.6 Motivación y objetivos En el contexto de los recientes avances en la investigación de materiales compuestos y las exigencias de la industria aeronáutica, y siguiendo la estela de los trabajos presentados en la Sección 1.5, este trabajo pretende continuar con el estudio del uso de láminas ultradelgadas de material compuesto fibra de carbono/resina epoxi sometido a carga cuasi-estática de compresión, con el objetivo de observar indicios del fenómeno conocido como efecto escala en laminados cross-ply. Comprender y caracterizar este fenómeno y sus implicaciones en el mecanismo de fallo es esencial para mejorar el diseño y la resistencia de las estructuras de material compuesto de fibra de carbono en la industria aeronáutica. Más concretamente, en este trabajo se propone el estudio de tres diferentes configuraciones de laminado crossply, del mismo espesor, que contienen el mismo número de láminas orientadas a 0º y 90º pero con diferente distribución en la secuencia, obteniendo distintos espesores de las capas de 90º. El objetivo será el estudio de los posibles efectos al agrupar o separar las láminas de 90º dentro de la secuencia, en términos de resistencia a compresión y de aparición y evolución del daño originado por las cargas de compresión en las capas de 90º. Además, la posible aparición de daños no convencionales producidos tras el curado por el denominado efecto de borde será igualmente analizada. 1.7 Estructura del documento El estudio será divido en 5 capítulos: • Capítulo 1: Introducción. En este primer capítulo se ha realizado una breve introducción de los materiales compuestos, su historia y aplicaciones. A continuación, se ha contextualizado este trabajo dentro de las líneas de investigación del Grupo de Elasticidad y Resistencia de Materiales, además de haber presentado la motivación y objetivos del presente estudio. • Capítulo 2: Proceso de fabricación. En este capítulo se describe el proceso manual del proceso de fabricación de laminados de material compuesto fibra de carbono/resina epoxi curados en autoclave y la obtención de probetas para realizar ensayos cuasi-estáticos de compresión. • Capítulo 3: Ensayos. En este tercer capítulo se describe todo el proceso de caracterización de los diferentes laminados a través de ensayos cuasi-estáticos de compresión. • Capítulo 4: Análisis. A continuación, se detalla el proceso de análisis mediante microscopía óptica de las probetas ensayadas a distintos niveles de carga. • Capítulo 5: Conclusiones. Finalmente se expondrán las conclusiones finales dadas por el estudio y se sugieren futuros trabajos. 8 2 PROCESO DE FABRICACIÓN En este capítulo se detallan todos los procesos y materiales utilizados para la fabricación de las probetas, desde el corte y apilado de las láminas de preimpregnado (prepreg) de fibra de carbono/resina epoxi en la sala limpia, hasta el curado en autoclave, así como los procesos posteriores de mecanizado y de preparación para la observación microscópica. 2.1 Tipología de las probetas Para el diseño de las probetas se han seguido las especificaciones de la norma I+D-E-51, Ensayo de compresión sobre estratificados de fibra de carbono, acogiéndose a sus dimensiones, tolerancias y recomendaciones en la fabricación y ensayo de las probetas. Figura 4. Dimensiones probeta norma I+D+E-51 [8]. En cuanto a la configuración de los diferentes laminados cross-ply, se ha empleado el mismo gramaje y cantidad de láminas de orientación 90º y 0º, teniendo como único factor diferenciador la secuencia de laminado. En la Tabla 4 se muestran las secuencias de apilado. La estrategia seguida, permite pasar de una secuencia en la que todas las láminas orientadas a 90º se encuentran agrupadas (A), a una secuencia en la que se encuentran distribuidas por separado (C), estableciendo también una secuencia intermedia en la que se agrupan 2 láminas (B). Tabla 4. Secuencia de apilado de los diferentes laminados. Denominación del laminado Secuencia de apilado A [03/902]S B [02/902/0]S C [0/90/0/90/0]S Por otro lado, se han utilizado distintos gramajes para las capas orientadas a 0º y 90º. Las capas orientadas a 0º 9 están fabricadas a partir de láminas de 150 g/m2 (lo cual corresponde a un espesor que se puede considerar estándar), mientras que las capas orientadas a 90º están constituidas a partir de láminas de 50 g/m2 (espesor ultradelgado). De acuerdo con la norma, la zona libre de refuerzo, también llamado zona central, tendrá una longitud de 5 milímetros. Las Figura 5, Figura 6 y Figura 7, muestran imágenes obtenidas con microscopía óptica de la zona central de probetas curadas. Figura 5. Laminado A. Figura 6. Laminado B. Figura 7. Laminado C. Siguiendo las especificaciones de la norma, se requiere el uso de una zona de refuerzo o de tacos en las probetas destinadas a ensayos de compresión. Estos se adhieren al laminado, incrementando la superficie de contacto en los extremos, previniendo así la aparición de fenómenos como la delaminación y garantizando que la rotura de las probetas se produzca en la zona libre de refuerzo. La norma recomienda que estén fabricados con el mismo material que la probeta y con misma orientación a la carga. De esta manera, se evita que los tacos sean demasiado gruesos o rígidos. En este caso, se ha decidido fabricar los tacos con una secuencia de apilado de [07] con láminas de 150 g/m2. 16 adhesivo que ha fluido durante el curado, obteniendo lo longitud final de las probetas dadas por la norma I+D- E-5. Dichas probetas deben tener una longitud de 80 milímetros con tolerancia de 1 mm, donde se buscará que las longitudes de los tacos en ambas partes sean de 37.5 mm. A continuación, se hará el corte de las probetas con ancho 12.5 mm con margen de 0.2 milímetros. Es importante resaltar un detalle clave para el corte de las probetas. El corte debe de realizarse de tal forma que las superficies superior e inferior de la probeta, sobre las que se aplica la carga, sean lo más paralela posibles, con el fin de obtener una uniformidad en el reparto de carga a lo largo del área. Figura 18. Laminados obtenidos tras el curado del adhesivo. 2.4.4 Lijado y pulido de probetas Para una correcta inspección microscópica de las probetas, se realiza un lijado y pulido en los bordes libres. Para ello se utiliza una máquina pulidora automática que cuenta con un útil exclusivamente diseñado para el lijado y pulido de tres probetas para ensayos de tracción, por lo que se tuvo que adaptar el apoyo de las probetas de compresión añadiendo varillas de material compuesto, permitiendo duplicar el número de probetas pulidas a la vez. Este proceso de lijado y pulido consiste en varias etapas realizadas de forma consecutiva y de forma progresiva. Figura 19. A) máquina de pulido. B) útil de pulido. 17 2.4.5 Inspección de las probetas antes de proceder al ensayo Tal como menciona en el punto 6 de la norma [8], antes de proceder al ensayo, se identificará cada probeta y se las someterá a inspección para detectar posibles defectos dados por el proceso de fabricación. Tras la inspección visual, se realizó repetidas mediciones en los espesores, longitudes y anchos de las probetas, teniendo como dimensiones finales la media aritmética, asegurando así que estuvieran dentro de las tolerancias exigidas. 19 3 CARACTERIZACIÓN DE LAS PROBETAS En este capítulo se describen los ensayos de compresión realizados para caracterizar las diferentes configuraciones de apilado. Para ello se ensayan las probetas hasta su rotura para obtener los valores de la resistencia a compresión de cada laminado, para así, realizar posteriormente ensayos a un porcentaje de ésta y analizar mediante microscopía cuándo aparece y cómo evoluciona el daño. Antes, se presentarán las herramientas utilizadas tales como la máquina de ensayo, el útil de compresión y el software informático. 3.1.1 Máquina de Ensayo Se han empleado dos máquinas universales de ensayos del fabricante Instron, modelos 4482 y 4483 con células de carga de 100 kN y 150 kN en cada máquina respectivamente. Estas máquinas están compuestas por un bastidor, una unidad de accionamiento de la cruceta, un sistema de medida de carga y control montado en una consola y conectado a un ordenador con un software integrado para la extracción de datos y control del ensayo. Para la máquina de ensayo universal Instron 4482, Figura 20a, se detalla el proceso de montaje a continuación. Se atornilla la célula de carga a la cruceta de la máquina, después se fija el adaptador con un perno y rosca a la célula de carga, del mismo modo se fija el plato superior de compresión al adaptador. Se emplea el mismo procedimiento para el fijado del plato de compresión inferior en el plato de base de la máquina. La máquina de ensayo universal lleva incorporado una consola de control que se utilizará para comunicarse con el ordenador. Desde la consola se puede modificar la posición del plato superior y recalibrar la máquina justo antes de cada ensayo. Figura 20. Máquinas de ensayo Instron, modelos A) 4482 y B) 4483 20 3.1.2 Útil de compresión Los ensayos ante carga cuasi-estática de compresión necesitan de un útil que sujete y evite el pandeo por flexión de la probeta. Su diseño está definido por la norma ASTM-D695, Standard Test Method for Compressive Properties of Rigid Plastics. El proceso de colocación de la probeta en el útil es muy relevante ya que, si los aprietes de los tornillos y centrado de la probeta no son adecuados, el útil podría absorber carga, invalidando así los resultados obtenidos en el ensayo. Además, se debe de asegurar que las superficies de apoyo y laterales estén en contacto con la base y paredes del útil. Al inicio de cada ensayo, la mayor parte de los desplazamientos que se producen vienen dados por las partes del útil con holgura. Una vez asentadas todas las partes, la gráfica evolucionará con normalidad. Figura 21. Útil de compresión. 3.1.3 Software informático. Esta herramienta sirve para comunicar el ordenador con la máquina de ensayo. En ella, se introducen ciertos datos iniciales tales como el espesor, el ancho de la probeta y velocidad del ensayo, de manera que el programa realice los cálculos correspondientes y genere un informe del ensayo realizado. Figura 22. Software informático. 21 3.2 Ensayos de caracterización de las probetas ante carga cuasi-estática de compresión Como se ha mencionado al principio del capítulo, se realiza el ensayo hasta la rotura de varias probetas de cada tipo de laminado para sacar la resistencia a compresión del laminado 𝜎𝑅 𝑥 (siendo x el laminado ensayado) su desviación estándar y coeficiente de variación. Para ello, se mide previamente al ensayo, las dimensiones de cada probeta para posteriormente calcular la resistencia a la compresión. La velocidad del ensayo es de 0.5 mm/min. 3.2.1 Caracterización del laminado tipo A Se ha llevado hasta la rotura 6 probetas, obteniéndose una resistencia a compresión media de 959.57 MPa, con una desviación típica de 83.50 MPa y coeficiente de variación del 8.7%. Los resultados obtenidos para cada probeta se muestran en la Tabla 5, mientras que la gráfica carga-desplazamiento se muestra en la Figura 23. Tabla 5. Resultados ensayo de rotura laminado tipo A. Probeta Ancho (mm) Espesor (mm) Área (mm2) Carga última (N) 𝝈𝑹 𝑨 (MPa) A1.1 12.68 1.12 14.20 12556.8 884.30 A1.2 12.61 1.12 14.12 12390.03 877.40 A1.3 12.70 1.12 14.22 14607.09 1026.93 A1.4 12.64 1.12 14.16 12596.04 889.52 A1.5 12.68 1.12 14.20 14901.39 1049.14 A1.6 12.55 1.12 14.06 14479.56 1030.13 Figura 23. Gráfica Carga - Desplazamiento de los ensayos de las probetas de tipo A. -16000 -14000 -12000 -10000 -8000 -6000 -4000 -2000 0 -1,2 -1 -0,8 -0,6 -0,4 -0,2 0 CARGA (N) DESPLAZAMIENTO (MM) A1.1 A1.2 A1.3 A1.4 A1.5 A1.6 22 3.2.2 Caracterización del laminado tipo B Se ha realizado el ensayo hasta la rotura de 7 probetas, aunque sólo se ha tenido en cuenta el valor proporcionado por 6 de ellas, ya que la probeta B1.9 tiene un despegue del taco ocasionado antes de la rotura. Se ha obtenido una carga media de rotura de 1002.98 MPa con desviación típica de 74.07 MPa y coeficiente de variación de 7.38. Los resultados obtenidos para cada probeta se muestran en la Tabla 6, mientras que la gráfica cargadesplazamiento se muestra en la Figura 24. Tabla 6. Resultados ensayo de rotura laminado tipo B. Probeta Ancho (mm) Espesor (mm) Área (mm2) Carga última (N) 𝝈𝑹 𝑩 (MPa) B1.1 12.34 1.12 13.82 13390.65 969.14 B1.3 12.45 1.12 13.95 14175.45 1016.33 B1.5 12.33 1.12 13.81 15676.38 1135.33 B1.6 12.45 1.12 13.94 13910.58 997.87 B1.7 12.51 1.12 14.01 13832.1 987.48 B1.8 12.46 1.12 13.96 12723.57 911.74 B1.9 12.51 1.12 14.01 - - Figura 24. Gráfica Fuerza - Desplazamiento de los ensayos de las probetas de tipo B. 3.2.3 Caracterización del laminado tipo C Se ha llevado hasta la rotura de nuevo 11 probetas, en este caso únicamente se ha tenido en cuenta el valor dado por 6 probetas, debido a que, en los 5 restantes, C1.1, C1.3, C1.7, C1.8, C1.9 se produjo el despegue del taco -16000 -14000 -12000 -10000 -8000 -6000 -4000 -2000 0 -1,4 -1,2 -1 -0,8 -0,6 -0,4 -0,2 0 CARGA (N) DESPLAZAMIENTO (MM) B1.1 B.1.3 B_1_5 B_1_6 B_1_7 B_1_8 B_1_9 23 antes de la rotura. Se ha obtenido una resistencia a compresión media de 1026.31 MPa con desviación típica de 56.18 MPa y coeficiente de variación del 5.5%. Los resultados obtenidos para cada probeta se muestran en la Tabla 7, mientras que la gráfica carga-desplazamiento se muestra en la Figura 25. Tabla 7. Resultados ensayo de rotura laminado tipo C. Probeta Ancho (mm) Espesor (mm) Área (mm2) Carga última (N) 𝝈𝑹 𝑪 (MPa) C1.1 12.22 1.11 13.56 - - C1.2 12.2 1.11 13.56 12753 940.20 C1.3 12.27 1.11 13.62 - - C1.4 12.27 1.11 13.62 14479.56 1062.99 C1.5 12.51 1.11 13.88 14224.5 1024.78 C1.6 12.38 1.11 13.74 14499.18 1055.12 C1.7 12.50 1.11 13.88 - - C1.8 12.50 1.11 13.88 - - C1.9 12.41 1.11 13.78 - - C2.2 12.53 1.11 13.78 13488 978.6 C2.4 12.52 1.11 13.77 15097 1096.21 Figura 25. Gráfica Fuerza - Desplazamiento de los ensayos de las probetas de tipo C. 3.2.4 Caracterización del laminado tipo Z Debido a la similitud de los valores obtenidos en las resistencias a compresión de los laminados de las tipologías -16000 -14000 -12000 -10000 -8000 -6000 -4000 -2000 0 -1,5 -1 -0,5 0 CARGA (N) DESPLAZAMIENTO (mm) C_2 C_4 C_5 C_6 C_22 C_24 24 A, B y C (si bien, se observa que la resistencia a compresión disminuye ligeramente al agrupar las láminas orientadas a 90º) se han fabricado probetas unidireccionales con el mismo número de láminas orientadas a 0º que los laminados A, B, y C, es decir, con la secuencia [0]7. Este laminado ha sido denominado Laminado Z. Para las probetas obtenidas de dicho laminado, se ha obtenido una carga media de rotura de 1054.74 MPa con una desviación típica de 84.6 MPa y un coeficiente de variación del 8.02%. Los resultados obtenidos para cada probeta se muestran en la Tabla 8, mientras que la gráfica carga-desplazamiento se muestra en la Figura 26. Tabla 8. Resultados ensayo de rotura laminado tipo Z Probeta Ancho (mm) Espesor (mm) Área (mm2) Carga última (N) 𝝈𝑹 𝒁 (MPa) Z1 12.7 1.02 12.95 12939 998.84 Z2 12.5 1.02 12.75 14057 1102.51 Z3 12.5 1.02 12.75 12213 957.88 Z4 12.55 1.02 12.80 15303 1195.45 Z5 12.47 1.02 12.72 13400 1053.51 Z6 12.5 1.02 12.75 13008 1020.24 Figura 26. Gráfica Fuerza - Desplazamiento de los ensayos de las probetas de tipo Z. 3.3 Conclusiones Tras la realización de los ensayos ante carga cuasi-estática de compresión y la obtención de los resultados, la Tabla 9 muestra los valores obtenidos para la resistencia a compresión 𝝈𝑹 𝒙 para los 4 laminados fabricados. Además, los resultados se han representado en la figura 27, incluyendo los intervalos dados por la desviación -16.000 -14.000 -12.000 -10.000 -8.000 -6.000 -4.000 -2.000 0 -1,2 -1 -0,8 -0,6 -0,4 -0,2 0 CARGA (N) DESPLAZAMIENTO (MM) Z1 Z2 Z3 Z4 Z5 Z6 25 típica. Tal y como se puede observar, cuando se analizan inicialmente los 3 laminados cross-ply empleados (A, B, y C), se puede observar una ligera tendencia de aumento de la resistencia a compresión conforme las láminas orientadas a 90º tienden a desagruparse, es decir, cuando pasamos del laminado A, al B y finalmente al C. Este hecho podría confirmar un indicio de un posible efecto escala ante carga de compresión. Sin embargo, al analizar los intervalos dados por la desviación típica, se observa que dichos intervalos se solapan y, por lo tanto, no se observa un efecto significativo del espesor de la capa con orientación 90º respecto a la carga en el valor de la resistencia a compresión. Para confirmar este hecho, se fabricó un laminado con el mismo número de láminas de 0º que los laminados A, B, y C. Este laminado (Z) presenta un valor de la resistencia a compresión cuyo intervalo dado por la desviación típica también se solapa con la de los laminados A, B y C. Esto permite confirmar que, para las configuraciones estudiadas, no existe un efecto de la presencia de las láminas orientadas a 90º en la resistencia a compresión. Tabla 9. Resultados de la resistencia a compresión de los laminados ensayados Laminado 𝝈𝑹 𝒙 (MPa) Desviación típica (MPa) Coeficiente de variación (%) A 959.57 83.50 8.70 B 1002.98 74.07 7.38 C 1020.77 56.18 5.50 Z 1054.74 84.6 8.02 Figura 27. Resistencia a compresión de los cuatro laminados ensayados. 0 200 400 600 800 1000 1200 𝜎R (MPa) A B C Z 26 4 INSPECCIÓN POR MICROSCOPÍA ÓPTICA En este capítulo, se describe el proceso de inspección de las probetas mediante microscopía óptica tras el curado, es decir en estado prístino, y su posterior inspección al ser cargada a distintos porcentajes de la resistencia a compresión calculada en el capítulo anterior para los laminados A, B, y C. 4.1 Tipos de daño en las capas orientadas a 90º Previamente al análisis de la inspección microscópica, se va a introducir los diferentes tipos de daño que se pueden observar en las capas orientadas a 90º de la dirección de la carga aplicada, en función de su estado de crecimiento y cómo este se desarrolla a lo largo de la capa. • Despegue aislado: Despegue inicial que aparecen en la interfase fibra-matriz. Su aparición está definida por el tipo de carga a la que la probeta está sometida. En este caso, para cargas de compresión, los despegues ocurren en los puntos de la interfase orientados a 45 º de dirección de la carga aplicada, donde las tensiones circunferenciales son máximas. • Despegue continuo: Despegues aislados consecutivos en fibras muy cercanas. • Daño transversal generalizado: Conjunto de despegues discontinuos a lo largo de la capa de 90 º • Grieta transversal: Conjunto de daños en la dirección trasversal a la carga, unidos entre si alcanzando la totalidad del espesor de la capa de 90º. • Grieta longitudinal: Conjunto de daños de orientación de forma paralela a la dirección de la carga generados por el estado tensional que se produce debido al curado del material. Aparecen en los bordes de las probetas, tras su mecanizado. En la literatura científica, este fenómeno es conocido como “efecto borde”. 4.2 Equipo utilizado Se ha empleado un Microscopio modelo Epihot 200 Inverted Metallurgical Microscope para la inspección de las probetas. Éste, permite la regulación de la luminosidad y contraste de las imágenes, además, incluye diferentes lentes que permiten ver las probetas con diferentes aumentos. Figura 28. Microscopio utilizado en la inspección de las probetas. [7] 33 Figura 43. Grieta longitudinal en estado prístino en la zona de refuerzo de la probeta de tipo A cerca de la capa de 0º º A-2. º Figura 44. Grieta longitudinal en estado prístino en la zona de refuerzo de la probeta de tipo A cerca de la capa de 0º A-3. Figura 45. Grieta longitudinal en estado prístino en la zona de refuerzo de la probeta de tipo A cerca de la capa de 0º A-4. Figura 46. Grieta longitudinal en estado prístino en la zona de refuerzo de la probeta de tipo A alejada de la capa de 0º A-1. Figura 47. Grieta longitudinal en estado prístino en la en la zona de refuerzo de la probeta de tipo A alejada de la capa de 0º A-2. 4.3.2.2 Probeta B En el caso del tipo de laminado B, se observan grietas longitudinales en menor cantidad que en el caso de las probetas A y de menor longitud, con despegues más cerrados. En el caso de grietas longitudinales, se muestra un ejemplo en la Figura 48. También se observan grupos de despegues continuos como los que se observan en la Figura 49. Además, en la Figura 50 se muestran grupos de despegues aislados y continuos. De forma excepcional, aparecen daños con otras orientaciones, como despegues continuos inclinados y transversales (Figura 51). 34 Figura 48. Grieta longitudinal en estado prístino en la zona de refuerzo de la probeta de tipo B. Figura 49. Grupos de despegues en estado prístino en la zona de refuerzo de la probeta de tipo B. Figura 50. Grupos de despegues aislados y continuos en estado prístino en la zona de refuerzo de la probeta de tipo B. Figura 51. Grupos de despegues inclinados y transversales en estado prístino en la zona de refuerzo de la probeta de tipo B. 4.3.2.3 Probeta C La aparición de daños en este tipo de configuración es casi inexistente. Aparecen algunos despegues aislados y continuos longitudinales como en los que se observan en la Figura 52. También aparecen daños inclinados y 35 transversales como es el caso de la imagen mostrada en la Figura 53 Figura 52. Grupos de despegues aislados y grietas longitudinales en estado prístino en la zona de refuerzo de la probeta de tipo C. Figura 53. Grieta longitudinal trasversal en estado prístino en la zona de refuerzo de la probeta de tipo C. 4.3.3 Conclusiones encontradas en el estado prístino Los daños en el laminado C son menos considerables y frecuentes en las capas de 90º zona central y de tacos que en B y que en A. Es decir, a menor espesor de la capa de 90º, menor número de daños y son menos considerables. Las dos posibles explicaciones que justifican este fenómeno son: 1. El estudio presentado en [5] en relación al efecto borde, sugiere distintos tipos de estados tensionales uniaxiales o biaxiales que generan distintos tipos de daño, según el espesor de la capa orientada a 90º respecto a la carga. Los daños encontrados en este trabajo sugieren que en las capas de 90º de los laminados de A, B y C, se producen distintos estados tensionales con distinta biaxialidad, que influyen tanto en la magnitud de los daños, como en su orientación (longitudinal, transversal o inclinada). 2. Además, el estudio presentado en [5] explica que la zona afectada por el efecto borde se extiende en la dirección del ancho de la probeta, en una longitud que es proporcional al espesor de las capas orientadas a 90º respecto a la carga. Esto implica que, como las probetas han sido lijadas y pulidas, y la cantidad de material extraído por dicho proceso es el mismo para los tres tipos de laminado, es razonable encontrar un daño menos significativo en las probetas del tipo C, ya que el espesor de las capas de 90º es menor. 36 4.4 Análisis de la evolución del daño Para el análisis de la aparición y evolución del daño en los tres laminados al someterlos a carga de compresión, tomando como referencia la resistencia a compresión de cada laminado, se han ido realizando ensayos a distintos porcentajes de dicho valor. Todos los ensayos se han realizado con una velocidad de 0.2 mm/min segundo. Tras cada ensayo se ha inspeccionado la zona central mediante microscopía óptica, en busca de nuevos daños o el avance de daños previos. 4.4.1 Análisis del laminado A Se ha analizado la probeta partiendo de ensayos realizados al 70% de la tensión de rotura 𝜎𝑅, continuando con ensayos realizados al 75%, 80%, 85%, 87.5%, 90% y 93.5% de 𝜎𝑅. Finalmente, la rotura de la probeta se ha producido al 95% de 𝜎𝑅. A continuación, se muestran los daños encontrados en la probeta y su evolución al incrementar la carga del ensayo. En general, no se observa la aparición de nuevos daños, o el avance de los daños encontrados tras el curado, en todos los ensayos realizados a distintos niveles de carga. En las Figura 54 y Figura 55, se aprecian ligeros indicios de avance de daños en grupos de despegues discontinuos longitudinales e inclinados, al llegar al 93.5% de la carga de rotura, sin ser muy significativos. Figura 54 A) Grietas longitudinales después del curado. B) Grietas longitudinales a 93.5% de carga última. 37 Figura 55. A) Grietas longitudinales después del curado. B) Grietas longitudinales a 93.5% de carga última. Al aumentar la carga, y a pesar de no encontrar avances en los daños en la capa de 90º, en la capa de 0º sí se aprecia la aparición de daños, que indican la inminente rotura de la probeta, tal y como se observa en las Figura 56 y Figura 57, para un porcentaje de la carga de rotura del 93.5%. Además, en el caso de la Figura 57 se comienza a apreciar un daño en el adhesivo. Figura 56. Daño capas orientadas a 0 º al 93.5 % de 𝝈𝑹, en probletas de tipo A. 38 Figura 57. Daño en capas a 0 º y despegue del adhesivo en la zona central probetas A.: A) después del curado, B) 93.5 % de 𝝈𝑹. 4.4.2 Análisis del laminado B Se han realizado los mismos ensayos a diferentes niveles de carga que en el apartado anterior, hasta alcanzar la rotura al 93.5% de la tensión de rotura del laminado B. Para el caso de la capa orientada a 90º, en el estado prístino se encontró menor cantidad de daño que en el laminado A y al aumentar la carga, se observan de forma excepcional nuevos daños y una ligera evolución de dichos daños al 90% de la carga de rotura, como se muestra en las Figuras 58 y 59. Al igual que en el caso del laminado A, a pesar de la escasez de la evolución del daño en la capa orientada a 90º, el daño aparece de forma considerable en la capa de 0º, previo a la rotura, como se observa en las Figuras 60 y 61. Figura 58. Nuevo daño en zona central de probeta B: A) Después del curado. B) 87.5% carga última. C) 90% carga última. 39 Figura 59. Avance del daño en la zona central de probeta B. A) Después del curado. B) 90% Carga última. Figura 60. Daño en la zona central de probeta B en las capas orientadas a 0º al 90% de la carga última. 40 Figura 61. Daño en la zona central de probeta B en la capa de orientación 0º al 90% de la carga última 4.4.3 Laminado C A diferencia de los laminados A y B, no se detectó ninguna aparición de daño, ni progresión de los daños existentes en las capas orientadas a 90º. En cambio, se observó la aparición de daños en las capas orientadas a 0º (Figura 62) y en el adhesivo (Figura 63), previos a la rotura de la probeta. 41 Figura 62. Daño en la zona central de probeta C en la capa orientada a 0º al 90% de la carga última. Figura 63. Daño del adhesivo de la probeta C al 90% de la carga última. 42 5 CONCLUSIONES Y TRABAJOS FUTUROS En este trabajo se ha propuesto el estudio de tres diferentes configuraciones de laminado cross-ply, del mismo espesor, que contienen el mismo número de láminas orientadas a 0º y 90º pero con diferente distribución en la secuencia, obteniendo distintos espesores de las capas de 90º. El objetivo ha sido el estudio de los posibles efectos al agrupar o separar las láminas de 90º dentro de la secuencia, en términos de resistencia a compresión y de aparición y evolución del daño originado por las cargas de compresión en las capas de 90º. Además, la aparición de daños no convencionales producidos tras el curado por el denominado efecto de borde ha sido igualmente analizada. Las conclusiones que se pueden sacar del estudio realizado son: • Con respecto a los resultados encontrados tras los ensayos de caracterización ante carga cuasi-estática de compresión de los tres laminados propuestos, se observa que las diferencias encontradas en la resistencia a compresión son pequeñas y los intervalos proporcionados por la desviación típica se solapan. Eso implica que, a pesar de suponer un ligero aumento de la resistencia a compresión conforme se pasa del laminado A, al B y al C, las evidencias no permiten afirmar que exista un efecto real al cambiar el espesor de las capas orientadas a 90º. Esto se confirma al comparar los resultados con los de un laminado unidireccional con capas orientadas a 0º (con el mismo número de láminas a 0º que los laminados A, B y C), ya que los resultados son similares. Por lo tanto, la presencia de la capa de 90º no afecta al valor de la resistencia a compresión. • De acuerdo con el análisis del estado prístino, hay mucho más daño longitudinal debido al efecto borde en el laminado de tipo A, con respecto a los laminados B y C. Esto se cumple tanto en la zona central como en la zona de tacos. En el caso de los laminados B y C, se observa que, además de haber menos daños tras el curado, estos cambian frecuentemente de orientación, teniendo cierta inclinación e incluso siendo trasversales. Estos daños y despegues no evolucionan al elevar la carga, no siendo los responsables de la rotura del laminado. • En cuanto a los ensayos realizados a distintos porcentajes de la carga de rotura, no se aprecia una aparición de nuevos daños, ni evolución de los existentes en la capa orientada a 90º respecto a la carga de compresión, salvo en casos muy excepcionales. Los laminados acaban fallando por la rotura de las capas de 0º, sin haber observado la aparición y evolución de grietas en la capa de 90º. Por lo tanto, siguiendo la estrategia implementada en este trabajo, para los laminados seleccionados, no se observan indicios claros de la presencia de un efecto escala ante carga cuasi-estática de compresión. Con respecto a este último punto, en paralelo a este estudio, miembros del Grupo de Elasticidad y Resistencia de Materiales han realizado un estudio numérico utilizando la Teoría Clásica del Laminado para los tres laminados propuestos en este trabajo. Se ha llegado a la conclusión de que, cuando se alcanza la carga de rotura, las tensiones alcanzadas en las capas orientadas a 90º no alcanzan los valores de la resistencia a compresión del material en la dirección perpendicular a las fibras, YC. Por lo tanto, esto apoya las observaciones realizadas en este trabajo, ya que, con los espesores de las capas de 90º de los laminados A, B y C, el fallo se produce al producirse la rotura de las capas de 0º, sin que haya aparecido daño previo en las de 90º. Como trabajo futuro, se propone hacer un cálculo numérico a través de la Teoría General del Laminado para estudiar cuál es el espesor necesario de la capa de 90º y su relación con el de las capas de 0º, para el cual se pueden encontrar daños ante carga cuasi-estática de compresión. A partir de dicho cálculo, se puede establecer una estrategia similar a la de este trabajo, basada en la distribución de las láminas de 90º para poder detectar comportamientos diferenciados entre laminados.