Análisis experimental del efecto de la deformación inicial impuesta en el comportamiento en postpandeo de paneles de material compuesto

Equation Chapter 1 Section 1 Trabajo Fin de Grado Grado en Ingeniería Aeroespacial Análisis experimental del efecto de la deformación inicial impuesta en el comportamiento en postpandeo de paneles de material compuesto Autor: Carlos Moreno Gordillo Tutores: Antonio Blázquez Gámez Jesús Justo Estebaranz Dpto. Mecánica de Medios Continuos y Teoría de Estructuras Grupo de Elasticidad y Resistencia de Materiales Universidad de Sevilla Escuela Técnica Superior de Ingeniería Universidad de Sevilla Sevilla, 2020 Trabajo Fin de Grado Grado en Ingeniería Aeroespacial Análisis experimental del efecto de la deformación inicial impuesta en el comportamiento en postpandeo de paneles de material compuesto Autor: Carlos Moreno Gordillo Tutores: Antonio Blázquez Gámez Profesor titular Jesús Justo Estebaranz Profesor titular Dpto. Mecánica de los Medios Continuos Y Teoría de Estructuras Grupo de Elasticidad y Resistencia de Materiales Escuela Técnica Superior de Ingeniería Universidad de Sevilla Sevilla, 2020 Trabajo Fin de Grado: Análisis experimental del efecto de la deformación inicial impuesta en el comportamiento en postpandeo de paneles de material compuesto Autor: Carlos Moreno Gordillo Tutores: Antonio Blázquez Gámez Jesús Justo Estebaranz El tribunal nombrado para juzgar el Proyecto arriba indicado, compuesto por los siguientes miembros: Presidente: Vocales: Secretario: Acuerdan otorgarle la calificación de: Sevilla, 2020 El Secretario del Tribunal A mis padres Carlos e Inma A mi hermana Inma A Laura Agradecimientos Este trabajo no habría podido ser realizado sin la colaboración ni el trabajo realizado por diversas personas a las que quiero expresar mi gratitud. En primer lugar, agradezco a los profesores y tutores D. Antonio Blázquez Gámez y D. Jesús Justo Estebaranz su asistencia y predisposición a resolver todo tipo de dudas antes y durante la elaboración de este proyecto. El trato de ambos y sus conocimientos han sido de vital ayuda. En segundo lugar, quiero agradecer la colaboración desinteresada al personal del Laboratorio de Elasticidad y Resistencia de Materiales por su ayuda en el día a día, en especial a D. Antonio Cañas Delgado, por su guía en el uso del laboratorio y por haber realizado un nuevo útil de ensayo adecuado a las necesidades del proyecto; y a D. Miguel Ángel Muñoz Hernández, por su orientación durante la fabricación de los paneles de material compuesto. Asimismo, quisiera agradecer la ayuda a los compañeros que simultáneamente hemos realizado sendos proyectos, con los que siempre ha habido un clima de cooperación mutua. Carlos Moreno Gordillo E.T.S.I., Universidad de Sevilla Sevilla, 2020 5.1.3 Laminado 3 37 5.1.4 Comparativa entre laminados 38 Laminados 𝟗𝟎°,𝟗𝟎°,𝟗𝟎°,𝟗𝟎°,𝟗𝟎°,𝟎°𝒔 39 5.2.1 Laminado 4 39 5.2.2 Laminado 5 41 5.2.3 Laminado 6 42 5.2.4 Comparativa entre laminados 43 Laminados 𝟎°,𝟗𝟎°,𝟎°,𝟗𝟎°,𝟎°,𝟗𝟎°𝒔 44 5.3.1 Laminado 7 44 5.3.2 Laminado 8 45 5.3.3 Laminado 9 46 5.3.4 Comparativa entre laminados 47 Laminados 𝟒𝟓°,−𝟒𝟓°,𝟒𝟓°,−𝟒𝟓°,𝟒𝟓°,−𝟒𝟓°𝒔 48 5.4.1 Laminado 10 48 5.4.2 Laminado 11 49 5.4.3 Laminado 12 50 5.4.4 Comparativa entre laminados 51 6 Análisis de Resultados de Videocorrelación 53 Dificultades encontradas 53 Laminado 6 54 Laminado 8 56 Laminado 9 57 Laminado 11 60 Laminado 12 61 Datos de las galgas extensiométricas 63 6.7.1 Laminado 1 65 6.7.2 Laminado 4 66 6.7.3 Laminado 7 66 6.7.4 Laminado 10 67 7 Conclusiones y trabajos futuros 69 Conclusiones 69 Posibles mejoras y trabajos futuros 70 Anexo A: Útil de ensayo nuevo 73 Anexo B: Presupuesto 79 Anexo C: Pliego de condiciones 81 C.1 Lugar de trabajo 81 C.2 Método y útiles de fabricación 81 C.3 Recursos informáticos 81 Referencias 83 Índice de Tablas Tabla 3-1: Propiedades físicas del material [9] 13 Tabla 3-2: Propiedades mecánicas del material en condición seca a 25ºC [9] [10] 14 Tabla 5-1: Comparativa entre laminados 0°,0°,0°,0°,0°,90°𝑠 39 Tabla 5-2: Comparativa entre los laminados 90°,90°,90°,90°,90°,0°𝑠 44 Tabla 5-3: Comparativa entre los laminados 0°,90°,0°,90°,0°,90°𝑠 48 Tabla 5-4: Comparativa entre los laminados 45°,−45°,45°,−45°,45°,−45°𝑠 52 Tabla 6-1: Equivalencia de nomenclatura de las bandas 64 Tabla 7-1: Resumen de los modos de pandeo 69 Índice de Figuras Figura 1-1: Distribución porcentual de los materiales empleados en el A350 XWB [5] 2 Figura 1-2: Distribución porcentual de los materiales empleados en el B787 Dreamliner [6] 3 Figura 2-1: Representación en CATIA del molde. [2] 6 Figura 2-2: Laminado 1 6 Figura 2-3: Laminado 2 7 Figura 2-4: Laminado 3 7 Figura 2-5: Laminado 4 8 Figura 2-6: Laminado 5 8 Figura 2-7: Laminado 6 9 Figura 2-8: Laminado 7 9 Figura 2-9: Laminado 8 10 Figura 2-10: Laminado 9 10 Figura 2-11: Laminado 10 11 Figura 2-12: Laminado 11 11 Figura 2-13: Laminado 12 12 Figura 3-1: Propiedades de la resina [9] 14 Figura 3-2: Configuración para capas a 0º y 90º 15 Figura 3-3: Patrón de corte para las capas a 0º y 90º 16 Figura 3-4: Configuración para capas a 45º 16 Figura 3-5: Patrón de corte para las capas a 45º 17 Figura 3-6: Molde después de la limpieza 18 Figura 3-7: Plancha con las bandas de cromato 19 Figura 3-8: Molde con el teflón colocado (a) y la banda de corcho (b) 20 Figura 3-9: Capa de teflón colocada encima del laminado 20 Figura 3-10: Colocación del tejido aireador 21 Figura 3-11: Bolsa de vacío completamente cerrada 22 Figura 3-12: Ciclo de curado en el autoclave [9] 22 Figura 4-1: Panel pintado antes del ensayo 24 Figura 4-2: Sujeción de la banda con la cinta adhesiva 25 Figura 4-3: Pegado de la cinta con la banda al panel 25 Figura 4-4: Aplicación del catalizador y del adhesivo 26 Figura 4-5: Soldado de los cables a los terminales 26 Figura 4-6: Útil de ensayo completamente montado 27 Figura 4-7: Rotura del útil de ensayo 28 Figura 4-8: Vista en planta del nuevo útil 28 Figura 4-9: Vista frontal del nuevo útil 29 Figura 4-10: Montaje completo del útil de ensayo 29 Figura 4-11: Disposición de las cámaras frente al panel 30 Figura 4-12: Fotografías tomadas usando el rigid calibration target 31 Figura 5-1: Configuraciones impuestas por el molde 34 Figura 5-2: Resultados para el laminado 1 34 Figura 5-3: Detalle de la rotura en el panel 35 Figura 5-4: resultados para el laminado 2 36 Figura 5-5: Rotura del laminado 2 36 Figura 5-6: Resultados para el laminado 3 37 Figura 5-7: Rotura del laminado 3 38 Figura 5-8: Comparativa entre los diferentes laminados 38 Figura 5-9: Resultados para el laminado 4 40 Figura 5-10: Rotura del laminado 4 40 Figura 5-11: Resultados para el laminado 5 41 Figura 5-12: Rotura del laminado 5 42 Figura 5-13: Resultados para el laminado 6 42 Figura 5-14: Rotura del laminado 6 43 Figura 5-15: Comparativa entre los diferentes laminados 44 Figura 5-16: Resultados para el laminado 7 45 Figura 5-17: Detalle de la rotura del laminado 7 45 Figura 5-18: Detalle de la rotura en el laminado 8 46 Figura 5-19: Resultados para el laminado 9 47 Figura 5-20: Comparativa entre los diferentes laminados 47 Figura 5-21: Resultados para el laminado 10 48 Figura 5-22: Resultados para el laminado 11 49 Figura 5-23: Detalle de rotura del laminado 11 50 Figura 5-24: Resultados para el laminado 12 50 Figura 5-25: Detalle de la rotura del laminado 12 51 Figura 5-26: Comparativa entre los diferentes laminados 51 Figura 6-1: Vista de una fotografía original (izquierda) y editada (derecha) 53 Figura 6-2: Laminado 6 a 8000N de carga 54 Figura 6-3: Laminado 6 a 8500N 55 Figura 6-4: Detalle de la zona de cambio de rigidez 55 Figura 6-5: Laminado 6 al finalizar el ensayo 56 Figura 6-6: Laminado 8 antes de empezar el ensayo 57 Figura 6-7: Laminado 8 al final del ensayo 57 Figura 6-8: Laminado 9 a 15000N 58 Figura 6-9: Laminado 9 a 17500 N 58 Figura 6-10: Detalle de la zona de cambio de rigidez 59 Figura 6-11: Laminado 9 a 24500 N 59 Figura 6-12: Laminado 9 al finalizar el ensayo 60 Figura 6-13: Laminado 11 antes de empezar el ensayo 61 Figura 6-14: Laminado 11 al finalizar el ensayo 61 Figura 6-15: Laminado 12 a 14000 N 62 Figura 6-16: Laminado 12 a 18000 N 62 Figura 6-17: Laminado 12 a 27000 N 63 Figura 6-18: Colocación de las galgas en el panel 64 Figura 6-19: Semiondas con desplazamiento negativo de los puntos 64 Figura 6-20: Semiondas con desplazamiento positivo de los puntos 65 Figura 6-21: Bandas extensiométricas del laminado 1 65 Figura 6-22: Bandas extensiométricas del laminado 4 66 Figura 6-23: Bandas extensiométricas del laminado 7 67 Figura 6-24: Deformación del laminado 7 67 Figura 6-25: Bandas extensiométricas del laminado 10 68 Figura 6-26: Deformación del laminado 10 68 1 1 INTRODUCCIÓN n el presente capítulo se exponen los motivos que llevan a realizar este trabajo, así como los objetivos que se esperan obtener antes de comenzar el mismo. Antecedentes Este documento se engloba dentro del Plan de Estudios del Grado en Ingeniería Aeroespacial del año 2011, necesario para la obtención de dicho título en la Escuela Técnica Superior de Ingeniería de la Universidad de Sevilla. Dicho trabajo se desarrolla en el Departamento de Medios Continuos y Teoría de Estructuras, y a su vez en el Grupo de Elasticidad y Resistencia de Materiales. Para su realización, se han empleado las instalaciones del Laboratorio de Elasticidad y Resistencia de Materiales. Los tutores son D. Antonio Blázquez Gámez y D. Jesús Justo Estebaranz. Este proyecto parte de la idea planteada en el Proyecto Fin de Carrera elaborado por D. Rafael A. Roig Ortega titulado “Análisis experimental de la influencia de las imperfecciones geométricas en el comportamiento en postpandeo de placas de material compuesto” [1] , y de su continuación en el Trabajo Fin de Grado realizado por D. Alejandro Rubio Arce titulado “Análisis y estudio experimental de la influencia de las imperfecciones iniciales en el comportamiento en postpandeo de placas de material compuesto” [2]. Motivación En el campo de la aeronáutica, la búsqueda de nuevos materiales que permitan una reducción de peso de la aeronave manteniendo o mejorando las propiedades mecánicas de los ya existentes ha sido una constante desde el inicio de la aviación. Con el descubrimiento de la fibra de carbono en 1964, se abre un nuevo ámbito de investigación en cuanto a la aplicación en las aeronaves y sustitución de los materiales empleados hasta la fecha, las aleaciones de aluminio y titanio fundamentalmente, por los denominados materiales compuestos, definidos como la combinación a escala macroscópica de dos o más materiales con interfase de separación entre ellos. [3] Adicionalmente, la aparición de los materiales mencionados anteriormente conllevó necesariamente un cambio en la metodología de diseño adoptada hasta el momento, ya que surgieron nuevos aspectos para tener en cuenta que no se daban con las aleaciones metálicas. Algunos ejemplos son la anisotropía de propiedades existente en los materiales compuestos o la presencia de tensiones intralaminares. Aunque el proceso de diseño se vea complicado por estos factores y otros adicionales como son la dificultad de predecir la vida a fatiga, E Introducción 2 discontinuidad de propiedades o la presencia de uniones, resulta compensatorio en cuanto a la disminución de peso que se consigue. En efecto, se estima que por cada kilogramo de peso reducido se ahorra unos 2900 L de combustible al año. [4] Inicialmente, los materiales compuestos se emplearon en aviones militares, concretamente en elementos que no eran críticos desde el punto de vista estructural, tales como las aletas de trim o los spoilers. A medida que su uso creció, la aplicación se extendió a la aviación civil y comenzó a implementarse en la estructura primaria de la aeronave. Esta evolución se pone de manifiesto si se compara el porcentaje en peso de la estructura de los aviones de la compañía Airbus; el Airbus 300, en el año 1974, presentaba un 6% del peso en materiales compuestos; en el Airbus 310-200, del año 1982, dicho porcentaje sube al 8%; por último, en el Airbus 320, del año 1988, el porcentaje total asciende al 20%. [3] Este porcentaje de material compuesto presente en la estructura no ha dejado de crecer con el paso de los años. De hecho, las dos principales compañías dedicadas a la fabricación de aeronaves civiles, Airbus y Boeing, han diseñado sendos aviones con objeto de maximizar el porcentaje mencionado. Dichos aviones son el Airbus A350 XWB y el Boeing 787 Dreamliner, ambos mostrados en las figuras 1.1 y 1.2, respectivamente. Figura 1-1: Distribución porcentual de los materiales empleados en el A350 XWB [5] Como puede observarse, se ha conseguido incrementar al 50% el porcentaje de materiales compuestos presente en la aeronave mediante la sustitución en su estructura primaria de las aleaciones metálicas empleadas tradicionalmente. Asimismo, la transición a una estructura con material compuesto, además de una reducción global de peso, genera una disminución de carga de trabajo para las aerolíneas en cuanto al mantenimiento programado y el no rutinario. En efecto, el cono de cola de un Boeing 777 manufacturado en material compuesto requiere de un 35% menos de horas de mantenimiento en comparación con el cono de cola de un Boeing 767, fabricado en aluminio. [6] Los materiales compuestos se utilizan en elementos tales como el fuselaje, las costillas y los largueros que conforman el ala y el revestimiento de la misma. En este caso, se usa en forma de paneles compuestos, en última instancia, por placas. Las solicitaciones mecánicas que soporta el ala pueden llegar a causar el fenómeno de pandeo donde se tengan esfuerzos de compresión o de cortadura. En el caso de una placa, no colapsa una vez se ha producido este hecho, sino que sigue conservando una cierta capacidad portante que puede ser aprovechada. Para ello, es necesario un estudio del régimen de postpandeo que sigue la placa. Objetivos del Trabajo 3 Figura 1-2: Distribución porcentual de los materiales empleados en el B787 Dreamliner [6] Objetivos del Trabajo El objetivo principal de este proyecto consiste en comprobar si es posible imponer una determinada evolución en el régimen de postpandeo de las placas de material compuesto mediante la modificación de la geometría inicial durante la fabricación de dichas placas. Para ello, se realizarán los ensayos experimentales correspondientes y se analizarán los resultados obtenidos. A título personal, otro objetivo es profundizar en el conocimiento de la fabricación con materiales compuestos mediante el tiempo empleado tanto en la elaboración de las distintas placas como en el análisis y estudio de los resultados. Planificación del trabajo 10 • Laminado 8: [0°,90°,0°,90°,0°,90° ]𝑠. Figura 2-9. Figura 2-9: Laminado 8 • Laminado 9: [0°,90°,0°,90°,0°,90° ]𝑠. Figura 2-10 Figura 2-10: Laminado 9 • Laminado 10: [45°,−45°,45°,−45°,45°,−45° ]𝑠. Figura 2-11. Configuración y geometría de las placas 11 Figura 2-11: Laminado 10 • Laminado 11: [45°,−45°,45°,−45°,45°,−45° ]𝑠. Figura 2-12 Figura 2-12: Laminado 11 • Laminado 12: [45°,−45°,45°,−45°,45°,−45° ]𝑠. Figura 2-13. Planificación del trabajo 12 Figura 2-13: Laminado 12 Planificación del trabajo En este epígrafe se detalla el plan de trabajo seguido a lo largo de la realización del proyecto. Es de vital importancia una buena organización inicial que permita minimizar el tiempo entre tareas y planear el orden adecuado de las mismas. Dicha organización se expone seguidamente: • Planificación y realización del corte: es necesario determinar, en base a la dimensión de las placas que se desea fabricar, el patrón de corte de material compuesto a seguir con el objeto de minimizar los posibles desperdicios de material. • Limpieza del molde: fundamental para conseguir un buen acabado de las placas. • Laminado y curado del material: paso final para obtener una placa de material compuesto con la configuración deseada. • Preparación de las probetas para los ensayos: en ese paso se incluye el mecanizado de las placas, pintado de las mismas para el seguimiento con el sistema de videocorrelación y colocación de galgas extensiométricas en algunas de ellas. • Preparativo del material de ensayos y ejecución: consiste en la limpieza y montaje del útil de ensayo, la preparación del sistema de videocorrelación y del sistema de adquisición de datos para las galgas extensiométricas, así como la ejecución del ensayo. • Análisis de resultados y conclusiones. 13 3 FABRICACIÓN DE LAS PLACAS ntes de comentar el proceso de fabricación de las placas de material compuesto, es importante describir brevemente el material empleado, así como el molde que se empleará para obtener las diferentes geometrías iniciales. Descripción del material compuesto El material empleado se trata de un preimpregnado de fibra de carbono, denominado AS4/8552, fabricado por la empresa Hexcel. A continuación, se muestran en las tablas 3-1 y 3-2 las propiedades de dicho material, tanto físicas como mecánicas: Tabla 3-1: Propiedades físicas del material [9] Propiedades físicas Valor Densidad de la fibra (𝒈𝒄𝒎𝟑 ⁄) 1,79 Densidad de la resina (𝒈𝒄𝒎𝟑 ⁄) 1,30 Volumen nominal de la fibra (%) 57,42 Densidad nominal del laminado (𝒈𝒄𝒎𝟑 ⁄) 1,58 Seguidamente, en la figura 3-1 se exponen las propiedades de la resina presente en el material empleado, referentes a su viscosidad y al tiempo de gelificación en función de la temperatura. A Fabricación de las placas 14 Figura 3-1: Propiedades de la resina [9] Tabla 3-2: Propiedades mecánicas del material en condición seca a 25ºC [9] [10] Propiedades mecánicas Valor Tensión de rotura a 0º a compresión (𝑴𝑷𝒂) 1484,37 Tensión de rotura a 90º a compresión (𝑴𝑷𝒂) 267,86 Módulo de elasticidad a 0º (𝑮𝑷𝒂) 141 Módulo de elasticidad a 90º (𝑮𝑷𝒂) 10 Módulo de elasticidad tangencial (𝑮𝑷𝒂) 4,826 Coeficiente de Poisson a compresión (−) 0,335 Tensión tangencial máxima (𝑴𝑷𝒂) 114 Nótese que la dirección de las fibras se denota mediante 0º, y por ende la dirección transversal a las mismas con 90º. Como puede verse en la tabla 3-2, este material presenta una elevada resistencia a compresión. A modo de comparación, la aleación de titanio Ti6Al4V, una de las más empleadas en la industria aeronáutica, posee una tensión de rotura a 0º a compresión igual a 1080 MPa [11], un 27% menor que la presentada por el preimpregnado. Éste exhibe, asimismo, una buena tolerancia al daño y se emplea en estructuras primarias aeronáuticas, tales como largueros o costillas. Corte del material Para la preparación de los diferentes laminados, es necesario cortar el material adecuándose a la planificación hecha previamente. Durante esta fase, se decide cortar el preimpregnado de tal modo que, con los diferentes fragmentos obtenidos, se pueda conformar un cuadrado de 27 cm de lado. El hecho de este sobredimensionamiento responde a prevenir posibles fallos durante el corte del material que puedan originar un Corte del material 15 desperdicio mayor. Dado que el molde tiene una longitud efectiva de 25 cm de lado, se otorga 1cm de margen por cada lado del preimpregnado. Una vez completado el curado del laminado, será necesario resanar la placa hasta obtener un cuadrado de 20 cm de lado. La principal limitación en este punto viene determinada por el material, dado que se encuentra almacenado en forma de rollo de 150 mm de longitud en dirección transversal a la fibra, pudiéndose considerar la longitud en la dirección de la fibra infinita. Para los laminados 10, 11 y 12 se requieren doce capas con la fibra a 45º respecto a la dirección de la carga, mientras que para el resto de laminados se necesitan doce capas con la fibra orientada a 0º. Si bien la orientación de cada capa varía de un laminado a otro, a efectos del cortado son equivalentes las capas a 0º y 90º. La configuración óptima de corte que minimiza el desecho de material se muestra en las figuras 3-2 y 3-3: Figura 3-2: Configuración para capas a 0º y 90º En este caso, además del rectángulo central de 150 mm de ancho, se necesitan dos rectángulos adicionales de 60 mm, cortados del modo en que se muestra en la figura 3-3. Nótese que, en la imagen anteriormente mencionada, la parte rayada en rojo corresponde al material desechado cada vez que el patrón de corte se repite. En este caso, no influye la forma en que se corten los rectángulos de 60 mm, pues el desperdicio será siempre el mismo. Es por ello que se decide obtener los rectángulos tal que uno de sus lados coincida con el extremo del rollo de material para asegurar que dicho lado es perfectamente recto. El corte del trazado representado la figura 3-3 se ha de realizar un total de 108 veces para conseguir la totalidad de las capas a 0º y 90º. Fabricación de las placas 16 Figura 3-3: Patrón de corte para las capas a 0º y 90º En cuanto a las capas a 45º, se han estudiado diversas maneras de construir el cuadrado de 270mm de lado, siendo la elegida finalmente la que se muestra en la imagen 3-4: Figura 3-4: Configuración para capas a 45º De este modo, se tienen dos triángulos rectángulos de altura 150mm e hipotenusa 300mm, las cuales coinciden con las bases de un rectángulo de 81.84mm de ancho. En los extremos del mismo, se tienen de nuevo dos triángulos rectángulos de hipotenusa 81.84mm y catetos 57.9 mm. Para obtener estos fragmentos, se han realizados los cortes presentados en la figura 3-5. Apilado de los laminados 17 Figura 3-5: Patrón de corte para las capas a 45º En este caso, se necesitan 36 capas a 45º, por lo que el patrón de corte A mostrado en la figura 3-5 se repite 36 veces, y posteriormente se cortan los triángulos restantes como se expone en el caso B. De este modo, el desecho de material mostrado en este esquema sólo se produce al cortar el primer triángulo, minimizando así el desperdicio total. Atendiendo al procedimiento de corte, éste fue realizado en las instalaciones del LERM, en concreto en la sala limpia, donde además de los recursos y herramientas necesarios se tienen unas condiciones ambientales que minimizan la existencia de impurezas en dicho entorno. Antes de comenzar a cortar el material es necesario que se atempere, dado que se almacena congelado a la temperatura recomendada por el fabricante para evitar la merma de sus propiedades mecánicas. Para el corte del preimpregnado se hace uso de una herramienta de tipo cúter de cuchilla desechable, así como de reglas para garantizar un corte recto y sin imperfecciones. Durante el proceso se detecta un desgaste más acentuado de la cuchilla en los cortes que no se realizan en la dirección de la fibra. Una vez finalizados el corte, los fragmentos obtenidos han de ser almacenados en el congelador dentro de una bolsa cerrada con selladora térmica para evitar la penetración de humedad. Apilado de los laminados Este paso es de vital importancia en la fabricación de las placas. Por un lado, es necesario garantizar una buena continuidad entre las diferentes capas de material para que las propiedades mecánicas de la probeta final sean las esperadas; por otro lado, se requiere prestar especial atención a la orientación de las sucesivas capas que se van apilando, ya que un error en este punto puede condicionar el ensayo y, por ende, los resultados obtenidos. El proceso de apilado consiste en disponer una capa de material sobre otra, y para lograr una correcta adhesión entre ambas se hace uso de una espátula de plástico, aplicando la presión en la dirección de las fibras. En caso contrario, puede producirse la rotura de las mismas, lo que afectaría a las propiedades de la placa. Además, se procura eliminar las posibles oquedades existentes en la interfase. Este proceso se repite sucesivamente, retirando el papel protector que acompaña al material y colocando otra Fabricación de las placas 18 lámina. Cada cuatro capas es necesario un precompactado del conjunto introduciéndolo en una bolsa de vacío durante no menos de diez minutos, lo que mejora la compacidad del laminado y la interfase entre las distintas láminas. Descripción del molde El molde empleado para proporcionar la geometría deseada a las placas fue fabricado por D. Rafael A. Roig Ortega. A continuación, se detallarán los aspectos más relevantes del mismo. En caso de querer conocer el proceso de fabricación completo se recomienda consultar dicho Proyecto Fin de Carrera. [1] Como se ha mencionado en capítulos anteriores, el molde presenta unas dimensiones de 25 cm por cada lado, aunque no toda esta superficie es útil. Las ondas que se desean imponer a la placa se encuentran confinadas en un cuadrado más pequeño de 20 cm de lado, que coincide con la dimensión que tendrán los paneles finales. Dichas ondas se distribuyen a lo largo de las dos direcciones, existiendo tres semiondas en la dirección 1 y una en la dirección 2. En el presente proyecto no se ha modificado nada de dicho molde, pero sí ha sido necesaria hacer una limpieza del mismo. Para eliminar la suciedad adherida al molde, la asociada a los restos de resina del curado de otros paneles, se hizo uso de la máquina de chorro de arena disponible en el taller de mecanizado del LERM. Este método no causa daño ni desbasta el molde, únicamente permite eliminar los residuos superficiales. En la misma máquina puede eliminarse el exceso de arena que queda pegada al molde, pero para limpiarlo completamente se hace uso de acetona. En la figura 3-6 se muestra el molde listo para su uso. Cabe destacar que la zona central del molde no puede ser limpiada totalmente sin afectar a la superficie del mismo, pero ya se encuentra en buenas condiciones para ser empleado puesto que esta zona no afecta a lo que se fabrique encima de ella. Figura 3-6: Molde después de la limpieza Bolsa de vacío y curado 19 Bolsa de vacío y curado Una vez que se apilan todas las capas de cada laminado, el siguiente paso es su preparación para ser introducido en el autoclave. Esta máquina permite realizar el curado de la placa mediante la aplicación de ciclos de presión y temperatura determinados según el material que se vaya a curar. Asimismo, el autoclave tiene capacidad para realizar el vacío, lo que reduce la posibilidad de la aparición de defectos en la fabricación. En la preparación mencionada anteriormente interviene la bolsa de vacío, cuya misión es aislar el conjunto del exterior, además de favorecer la compactación entre las capas del laminado. Para su realización, es necesario emplear una plancha de acero sobre la cual colocar el molde y elaborar la bolsa de vacío. Antes de comenzar, se procura limpiar adecuadamente dicha plancha para retirar restos de otras bolsas. Para ello, se emplea una hoja de la herramienta cúter con la que se eliminan los residuos más notables, y posteriormente se limpia con acetona. Una vez se tiene la plancha de acero limpia, se coloca en los bordes de la plancha de acero cuatro bandas de cinta de cromato, uno por cada lado, haciendo que se superpongan en las esquinas. Esta cinta se encarga de servir de unión entre la plancha de acero y el plástico que recubre la bolsa de vacío, haciendo que sea completamente estanca. En la figura 3-7 se muestra una plancha de acero limpia y con las bandas de cromato ya colocadas. El molde se sitúa encima de la plancha, y antes de colocar el laminado correspondiente en el interior del mismo, es necesario poner entre el laminado y el molde una capa de teflón de su misma dimensión, aproximadamente. Consiste en una capa fina de polímero cuya función es evitar que el laminado se adhiera al molde, además de facilitar la extracción de la placa una vez el proceso de curado ha terminado. Figura 3-7: Plancha con las bandas de cromato A continuación, se dispone el laminado removiendo los papeles protectores de ambas caras y se coloca una banda de corcho adhesivo alrededor de la superficie del molde, con objeto de evitar que la resina del material compuesto fluya en exceso hacia fuera. Esto se muestra en la figura 3-8. De nuevo se coloca otra capa de teflón, como se aprecia en la imagen 3-9, y encima de la misma una capa de tejido aireador. La función de este tejido es permitir que la distribución del vacío dentro de la bolsa sea lo más homogénea posible, mientras que el teflón evita que la capa de aireador se adhiera al laminado. La dimensión de dicha capa ha de ser mayor que la del molde, puesto que será necesario más adelante. Preparación de los ensayos 26 Figura 4-4: Aplicación del catalizador y del adhesivo A continuación, se preparan los cables para ser soldados a los terminales de la banda. Han de ser pelados dejando una longitud suficiente para poder estañar sin ocasionar daño al recubrimiento de los mismos. Previamente, se aplica un catalizador para ayudar a que el estaño se adhiera mejor al cable, y con la punta del soldador ya cubierta de estaño se pasa por los cables hasta que se incorpora plenamente el estaño. Por último, para soldar los cables a los terminales de la galga, éstos se limpian con un lápiz de fibra de vidrio. Después, se aplica un poco de catalizador en ambos terminales y se procede a depositar una pequeña cantidad de estaño en los mismos. Antes del soldado, se fijan los cables con cinta adhesiva para facilitar el proceso, procurando disponer los extremos en la posición adecuada y no tener que mover demasiado los cables. Finalmente, se sueldan los cables aplicando un poco más de estaño en los casos que sea necesario. Este proceso se puede ver en la imagen 4-5: Figura 4-5: Soldado de los cables a los terminales Descripción del útil de ensayo original 27 En este punto, puede hacerse una comprobación del proceso de soldado. Con un polímetro, puede medirse la resistencia eléctrica que existe entre ambos puntos del cable, dado que su valor es conocido y viene dado por el fabricante. En este caso, si se obtiene un valor de 120 Ω, pudiendo variar en algunas décimas, puede asumirse que los cables están bien conectados. En cuanto al sistema de adquisición de los datos proporcionados por las bandas extensiométricas, se comprueba antes de comenzar los ensayos que los terminales de conexión funcionan correctamente. Esto puede hacerse empleando una pequeña probeta con una galga probando uno a uno los terminales anteriores, y usando la herramienta informática de adquisición de datos de los ensayos puede verse las deformaciones que mide instantáneamente la banda, además de otros parámetros. Durante la comprobación, se encontró que uno de los terminales no funcionaba adecuadamente. El encargado de su reparación fue D. Antonio Cañas. Descripción del útil de ensayo original Para poder hacer los ensayos requeridos, se necesitó un útil de ensayo específico que fue diseñado y fabricado por D. Rafael A. Roig Ortega, y posteriormente mejorado por D. Alejandro Rubio Arce. Este instrumento permite transmitir la carga a compresión al panel, así como reproducir adecuadamente las condiciones de contorno necesarias. Se trata de dos listones verticales unidos en su base por otro horizontal, formando una U. Uno de los listones verticales es fijo, mientras que el otro es móvil gracias a una acanaladura en la parte horizontal, con objeto de poder ensayar paneles de diferentes dimensiones. Para la sujeción de las placas, presenta unas hendiduras en forma de V cuya misión es simular una condición de contorno de apoyo libre, permitiendo el giro de la placa en sus extremos. Adicionalmente, se tiene una parte móvil encargada de la transmisión de la carga al panel, que se conecta a la máquina de ensayo. Para más detalles de su fabricación puede consultarse el Proyecto Fin de Carrera de D. Rafael A. Roig Ortega. Cabe destacar que el útil se encontró en buenas condiciones y únicamente ha sido necesario un leve limpiado superficial con acetona para eliminar los restos de material presentes en las hendiduras. En cuanto a las modificaciones realizadas al útil original, se encontró que el útil presentaba un elemento en forma de X encargado de proporcionar rigidez al conjunto. Durante un ensayo preliminar, se comprobó que no ajustaba lo suficiente la posición de los listones verticales para conseguir una sujeción correcta de la placa. Como solución, una pieza de hierro con dos guías en sus extremos fue fabricada por D. Antonio Cañas, para poder apretar y adaptar mejor la placa al útil. En la figura 4-6 puede verse el montaje completo del mismo. Figura 4-6: Útil de ensayo completamente montado Preparación de los ensayos 28 Descripción del nuevo útil de ensayo Durante la preparación para el ensayo del laminado 5, mientras se baja la parte móvil del útil se descubre que el tramo horizontal inferior comienza a deformarse por flexión. En ese mismo instante, se detiene la máquina y se procede a descargar, y en cuanto comienza a subir el útil el tramo horizontal colapsa y se fractura. En la figura 4-7 puede apreciarse cómo queda este elemento. Figura 4-7: Rotura del útil de ensayo La causa de la rotura fue el contacto inesperado entre uno de los tramos verticales y la cruceta de la máquina de ensayo, antes de que la parte móvil del útil de ensayo hiciera contacto con la placa a ensayar. La deformación a flexión se debe a una mayor longitud de dicho tramo vertical. Asimismo, es preferible que haya sido así, puesto que en el caso de que los dos tramos hubieran tenido la misma longitud podría haberse roto la célula de carga de la máquina de ensayos, al estar soportando el útil una carga a compresión mucho mayor. En este punto, con los tutores se decide diseñar un nuevo útil que permita mejorar algunos aspectos del anterior. La solución hallada consiste en una parte fija de dos tubos huecos verticales de sección cuadrada con una pequeña acanaladura, que hará de sujeción de la placa. Éstos se encuentran atornillados sobre un tramo horizontal con una hendidura en forma de U. Por otro lado, la parte móvil del útil se trata de un prisma cuadrado con la misma hendidura, que servirá para transmitir la carga de compresión al panel. A diferencia con el utensilio anterior, este componente no se encuentra fijado a la máquina de ensayo, sino que es necesario ajustarlo entre la propia máquina y la placa ya prefijada en cada ensayo. El resultado final se muestra en las figuras 4-8 y 4-9, mostrando las diferentes vistas del útil. Figura 4-8: Vista en planta del nuevo útil Descripción del nuevo útil de ensayo 29 Figura 4-9: Vista frontal del nuevo útil Adicionalmente, para una correcta sujeción de la parte fija a la máquina de ensayo, se fabrica una placa con un agujero central y dos taladros. Dichos agujeros servirán para atornillar dicha placa a la parte fija del útil, haciendo presión contra el soporte de la máquina de ensayo. En la figura 4-10 se observa el montaje de este conjunto. Los planos de todos los componentes pueden consultarse en el anexo a este proyecto, y su fabricación es llevada a cabo por D. Antonio Cañas. Figura 4-10: Montaje completo del útil de ensayo Antes de aplicarse a los ensayos requeridos para el proyecto, se realiza una prueba con este nuevo útil para comprobar su robustez y la certeza de que se garantizan las condiciones de contorno correctas. Esto conlleva fabricar un nuevo panel cuadrado para no usar uno de los ya elaborados, pero que presente las mismas Preparación de los ensayos 30 características físicas. Tendrá, por tanto, un espesor de doce capas y longitud de su lado 200mm. En cuanto al material empleado, se utiliza fibra de carbono denominado M21. Nótese que, dado que se trata de una prueba para verificar el nuevo útil, no influye que sus propiedades mecánicas difieran del resto de paneles. En la figura 4-10 también se observa el panel montado para este ensayo. Como medida de verificación adicional, se instalan dos bandas extensiométricas, una en el centro del panel y otra desplazada de la misma horizontalmente, para comprobar que el reparto de carga es uniforme en toda la placa. Con una carga de compresión de 1000N, se comprueba que la deformación que miden las dos galgas es del mismo orden, por lo que puede concluirse que el nuevo útil funciona correctamente. En cuanto a las principales ventajas que presenta este nuevo útil, destaca la sujeción del panel, lo que conlleva unos resultados de los ensayos más fiables, ya que con el utensilio anterior la placa podría salirse de la hendidura de los tramos verticales; por otro lado, pueden llevarse a cabo las pruebas de un modo más eficiente ya que, una vez montado el útil en la máquina, únicamente es necesario sustituir el panel presente por otro. Esto no ocurría con el anterior, siendo necesario su desacople total de la máquina antes de ensayar una nueva placa. Descripción y montaje del sistema de videocorrelación El sistema de correlación digital de imagen (Digital Image Correlaton) desarrollado por la empresa Correlated Solutions proporciona una medida óptica de la deformación en la superficie del objeto en cuestión mediante la observación de la variación del patrón de grises en dicha superficie mientras se deforma. La validez de este método se puede comprobar comparando los resultados con los provistos por un análisis de elementos finitos [12]. Para la toma de datos se emplea como hardware dos cámaras de la empresa Teledyne Dalsa conectadas a un ordenador y dispuestas a una cierta distancia del panel, en torno a 1 m, además de no estar orientadas de modo perpendicular al mismo, como se ve en la figura 4-11. En caso contrario, no se podría apreciar la deformación de la placa durante el ensayo. El sistema funciona con la lógica de maestro-esclavo, siendo la cámara maestra la situada más a la izquierda en la imagen. Figura 4-11: Disposición de las cámaras frente al panel Descripción y montaje del sistema de videocorrelación 31 Como software utilizado se tiene Vic-Snap, proporcionado por Correlated Solutions, con el que hacen las fotografías al panel. Previo a su uso, el sistema ha de ser calibrado manualmente mediante la captura de un número considerable de imágenes, entre veinte y treinta cada vez que se vaya a ensayar un lote de paneles, enfocando a un objeto llamado rigid calibration target. Se toman imágenes del mismo mientras se gira progresivamente alrededor de los tres ejes espaciales. A continuación, se usa la herramienta de calibración del software Vic-3D, que determinará si la calibración es la adecuada. El programa triangula la posición de las cámaras, además de eliminar posibles distorsiones de las lentes. Por último, se elimina todo sesgo en la medición y se establece un sistema de coordenadas tridimensional en la superficie del objeto a ensayar [13] . Este proceso es crítico, puesto que con una calibración errónea el sistema de correlación digital no garantiza que los resultados sean correctos. En la figura 4-12 se presenta una muestra de imágenes tomadas para la calibración. Figura 4-12: Fotografías tomadas usando el rigid calibration target Durante el montaje del sistema, la falta de sincronización entre las cámaras y el software de captura de imágenes ha sido una constante en todos los ensayos. A priori no se ha podido esclarecer la causa, poniendo el foco del problema bien en la interconexión cámaras-ordenador o bien en el software. Mediante el reinicio del ordenador y la continua comprobación minuciosa del cableado, se conseguía que el sistema funcionara, empleando en ello una fracción de tiempo considerablemente alta del total dedicado a los ensayos. No obstante, previa consulta en el manual de uso de las cámaras, se halló una función para poder reiniciar completamente las cámaras, lo que permitió en el último montaje una sincronización total en pocos minutos. Consiste en desconectar el cable de alimentación eléctrica de las cámaras durante un tiempo no menor de 10 segundos para conseguir un reinicio completo [14], y una vez que la luz LED de las mismas permanezca fija y de color verde ya se encuentran listas para tomar imágenes. 33 5 REALIZACIÓN DE LOS ENSAYOS n este apartado se describe la metodología a realizar en cada uno de los doce ensayos, todos ellos llevados a cabo en el LERM en presencia de los tutores D. Antonio Blázquez y D. Jesús Justo. Como sistema de recopilación de datos adicional al sistema de videocorrelación, y las bandas extensiométricas en los paneles que las llevan instaladas, se emplea la medida del desplazamiento de la célula de carga de la propia máquina de ensayo Instrom 4482. Este valor puede no ser del todo preciso, especialmente en el caso de un ensayo a tracción de una probeta delgada si se compara con el que proporcionaría un extensómetro, pero se emplea puesto que da una idea de la rigidez del panel a medida que la carga sobre el mismo va aumentando. En el capítulo anterior, se muestra en una imagen la colocación de un panel dentro del útil listo para ser ensayado, concretamente en la figura 4-10. Este caso corresponde al panel empleado para el ensayo preliminar, pero para ensayar los paneles fabricados se deben girar 180º de modo que los cables conectados a las galgas no interfieran en la captura de fotografías, y se enfrente la superficie rugosa de las placas, la cual ha sido pintada, hacia las cámaras. Para la toma de datos de las galgas, se tienen dos conectores amarillos con cuatro puertos disponibles cada uno, que se puede ver en la figura mencionada anteriormente a la izquierda, conectado a una serie de tarjetas electrónicas que envían los datos al ordenador. Antes de realizar los ensayos, se comprueba que no todos los canales están disponibles para la conexión de seis bandas extensiométricas, algunos de ellos no funcionan o presentan una distorsión elevada en la medida. Gracias a D. Antonio Cañas, que se encargó de revisar el correcto funcionamiento de las tarjetas y al profesor D. Enrique Graciani, quien modificó el software para añadir dos canales adicionales, se pueden usar todas las bandas instaladas. En cuanto a la ejecución de los ensayos, todos se realizan de igual modo, con un control en desplazamientos a una velocidad de 1𝑚𝑚 𝑚𝑖𝑛 , valor que permite un ensayo relativamente rápido y la toma de un número significativo de fotografías en los que se pueda apreciar la evolución del panel. El ensayo se detiene una vez se detecta, bien por observación de la gráfica carga-desplazamiento en tiempo real o bien por el sonido, la rotura del panel. A continuación, se analizan los datos obtenidos para cada uno de los paneles, diferenciando por tipo de laminado y a su vez según la configuración que presenta la placa. En este punto, conviene recordar dichas dos configuraciones que se tienen, representadas en la figura 5-1: E Realización de los ensayos 34 Figura 5-1: Configuraciones impuestas por el molde El patrón de semiondas situado a la izquierda se denota por simplicidad como configuración 1, mientras que el de la derecha se designa como configuración 2 Laminados [𝟎°,𝟎°,𝟎°,𝟎°,𝟎°,𝟗𝟎°]𝒔 5.1.1 Laminado 1 Para todos los casos, el primer laminado expuesto representa el caso de panel plano sin ondas, por lo que puede servir como comparación frente a los otros dos paneles que sí presentan ondas. En la imagen 5-2 se muestran los resultados del ensayo, donde se representa el desplazamiento de la célula de carga tomando como sentido positivo hacia abajo y la carga de compresión que soporta el panel: Figura 5-2: Resultados para el laminado 1 La zona de la curva que permanece casi plana indica el asentamiento del panel en el útil, hasta que comienza a absorber carga. A partir de unos 400 N, la rigidez, es decir, la pendiente de la curva permanece constante hasta Laminados 𝟎 , 𝟎 , 𝟎 , 𝟎 , 𝟎 , 𝟗𝟎 𝒔 35 alrededor de los 12500 N. Después, la rigidez disminuye ligeramente y en torno a 20600 N y 22000 N se escucha el sonido del panel agrietándose. Poco después, el ensayo se detiene una vez que rompe la placa, produciéndose a una carga máxima de unos 24600 N. La rotura se da en la esquina superior derecha tomando como referencia la cara enfrentada a las cámaras, quedando el panel como se observa a continuación en la imagen 5-3: Figura 5-3: Detalle de la rotura en el panel Nótese que la rotura se produce en la misma dirección de las fibras. Esta rotura puede deberse a la sujeción del útil que restringe el giro de la zona en contacto con dicha sujeción. 5.1.2 Laminado 2 Este panel presenta la configuración 1, con tres semiondas en el eje X, coincidente con el eje de aplicación de la carga, y una semionda en el eje Y. Los resultados al ensayar se pueden observar a en la figura 5-4: La gráfica obtenida es similar al caso anterior. Al principio, se tiene una zona donde la placa necesita encajar correctamente en el útil antes de absorber la carga. A partir de los 400N, la curva evoluciona suavemente, y presenta en este tramo una rigidez mayor al caso anterior. Análogamente, en torno a los 15000 N se produce un cambio de pendiente, y finalmente, aproximadamente a 23600 N, se produce la rotura del panel, con lo que se detiene el ensayo. Una posible explicación del cambio de rigidez, tanto para éste como para los siguientes, se verá en el siguiente capítulo, utilizando la información proporcionada por el sistema de videocorrelación. El panel, por tanto, queda como se muestra en la figura 5-5. Realización de los ensayos 42 Figura 5-12: Rotura del laminado 5 5.2.3 Laminado 6 Durante este ensayo, no se percibe ninguna grieta o desperfecto en el material hasta la rotura del panel a aproximadamente 16000N. Un punto destacable de la gráfica es, como se ha visto en otros laminados, aquel donde la pendiente de la misma cambia de forma brusca. En este caso, se produce alrededor de los 8000 N de carga, como se recoge en la figura 5-13: Figura 5-13: Resultados para el laminado 6 Laminados 𝟗𝟎 ,𝟗𝟎 , 𝟗𝟎 , 𝟗𝟎 , 𝟗𝟎 , 𝟎 𝒔 43 En lo que respecta a la rotura del laminado, sigue el mismo patrón que los dos anteriores, produciéndose en la parte superior de la placa y en la dirección de las fibras. De igual modo que en el laminado 5, no se detectan tantas grietas como en el caso plano. El panel una vez finalizado el ensayo se muestra en la imagen 5-14: Figura 5-14: Rotura del laminado 6 5.2.4 Comparativa entre laminados Siguiendo la pauta del apartado anterior, se exponen en la figura 5-15 los laminados en la misma gráfica para poder establecer una comparación más precisa entre los tres: La evolución del ensayo en los tres casos es similar. La gráfica muestra que en una cierta franja la rigidez de los tres paneles es muy parecida. En concreto, si se observan las curvas desde un acortamiento de 0.6mm hasta 1mm, permanecen casi paralelas, independientemente de su configuración. En cuanto a la carga máxima soportada, las dos placas con semiondas mejoran ligeramente el panel plano. En la tabla 5-2 se muestran los valores exactos de la carga máxima: Realización de los ensayos 44 Figura 5-15: Comparativa entre los diferentes laminados Tabla 5-2: Comparativa entre los laminados [90°,90°,90°,90°,90°,0°]𝑠 Laminado Configuración Carga máxima (𝑵) Variación respecto al panel plano (%) 4 Plana 14735 − 5 1 15971 8,39 6 2 15990 8,52 Como puede observarse, los laminados 5 y 6 mejoran en un 8% aproximadamente la carga máxima de la placa plana. Asimismo, la diferencia entre estos dos paneles no es acusada, como ocurre con los laminados descritos en el subcapítulo 5.1. Laminados [𝟎°,𝟗𝟎°,𝟎°,𝟗𝟎°,𝟎°,𝟗𝟎°]𝒔 5.3.1 Laminado 7 El ensayo de este panel se desarrolla sin alteraciones físicas del mismo hasta el momento de la pérdida de carga portante. En efecto, la evolución del ensayo se muestra en la figura 5-16: Laminados 𝟎 ,𝟗𝟎 , 𝟎 , 𝟗𝟎 , 𝟎 , 𝟗𝟎 𝒔 45 Figura 5-16: Resultados para el laminado 7 Salvando la zona de asentamiento del panel, la gráfica sigue una tendencia casi recta en su totalidad hasta que la placa pierde toda capacidad de seguir absorbiendo carga, en torno a unos 26400 N. En torno a 15000N se produce una ligera disminución de la rigidez. En cuanto a la rotura del panel, después de una inspección visual no se perciben grietas sino únicamente una pequeña fractura en la esquina superior derecha del mismo, que se muestra en la figura 5-17: Figura 5-17: Detalle de la rotura del laminado 7 5.3.2 Laminado 8 El ensayo de este panel se realiza correctamente. Sin embargo, a la hora de grabar los resultados con el programa de adquisición éste se quedó colgado, con lo que se perdieron los datos relacionados con este ensayo. Por lo tanto, se usarán los resultados obtenidos de la videocorrelación para analizar esta placa. Observando el panel después del ensayo en busca de grietas, se halla una en su parte superior, que se propaga en la dirección perpendicular a la de aplicación de la carga. Dicha grieta se puede observar en la figura 5-18. Realización de los ensayos 46 Figura 5-18: Detalle de la rotura en el laminado 8 5.3.3 Laminado 9 El principal hecho a destacar durante el ensayo de este panel se trata de la gran dificultad para asentarse en el útil respecto a los especímenes analizados hasta el momento. Una vez la placa comienza a absorber carga, la prueba concurre sin problemas hasta que se produce la finalización de la misma tras escuchar el material agrietándose. En la figura 5-19 se expone la evolución del ensayo: El ensayo discurre de manera fluida, sin variaciones bruscas en la gráfica salvo el cambio de pendiente en torno a los 15000 N de carga registrado. Una vez superado este punto, la rigidez disminuye levemente y la representación continúa recta hasta el instante de pérdida de carga portante. En cuanto al valor de carga máxima alcanzada para este laminado, se ha llegado a aproximadamente 25000 N. Al concluir el ensayo, se examina el panel en busca de defectos pero no se consigue apreciar ninguno a nivel superficial. Laminados 𝟎 ,𝟗𝟎 , 𝟎 , 𝟗𝟎 , 𝟎 , 𝟗𝟎 𝒔 47 Figura 5-19: Resultados para el laminado 9 5.3.4 Comparativa entre laminados A modo de resumen, se presentan los resultados de los laminados anteriores en la imagen 5-20 para contrastar las gráficas obtenidas, eliminando la zona de ajuste entre el útil y el laminado 9: Figura 5-20: Comparativa entre los diferentes laminados Realización de los ensayos 48 Como puede verse, las dos gráficas comparten la misma pendiente hasta que se produce la pérdida de rigidez del laminado 9. Respecto a la carga máxima soportada, la configuración de semiondas 2 no consigue mejorar la carga del panel plano, percibiendo un decremento del 4,82%, como se recoge en la siguiente tabla: Tabla 5-3: Comparativa entre los laminados [0°,90°,0°,90°,0°,90°]𝑠 Laminado Configuración Carga máxima (𝑵) Variación respecto al panel plano (%) 7 Plana 26467 − 8 1 − − 9 2 25192 −4,82 Laminados [𝟒𝟓°,−𝟒𝟓°,𝟒𝟓°,−𝟒𝟓°,𝟒𝟓°,−𝟒𝟓°]𝒔 5.4.1 Laminado 10 La ejecución de este ensayo se produce sin incidencias aparentes, aunque la curva mostrada en la figura 5-21 denota una cierta discontinuidad en la evolución de la carga aplicada. Del mismo modo que los casos vistos hasta ahora, se da un ligero cambio de pendiente de la curva a un valor de carga aproximado de 12000 N. Finalmente, el ensayo se detiene al producirse la pérdida de carga portante, en torno a los 18000 N. Figura 5-21: Resultados para el laminado 10 Laminados 𝟒𝟓 ,−𝟒𝟓 , 𝟒𝟓 , −𝟒𝟓 , 𝟒𝟓 , −𝟒𝟓 𝒔 49 Al extraer el panel del útil de ensayo y proceder a su inspección, no se perciben defectos superficiales ni grietas de ningún tipo en el mismo. Sin embargo, la discontinuidad en la carga mencionada anteriormente podría responder a una serie de pequeñas roturas. 5.4.2 Laminado 11 En este caso, la evolución de la carga recogida en la figura 5-22 se da de manera suave y sin ligeras variaciones, al contrario de lo que ocurre en el laminado anterior. Aproximadamente a unos 20000 N de carga se produce un pequeño cambio de la rigidez del panel, manteniéndose hasta el colapso de la placa alrededor de los 29500 N. El ensayo se detiene al percibir acústica y visualmente la rotura del panel, con una grieta que parte desde la esquina superior izquierda y que se propaga en dirección perpendicular a las fibras del material compuesto. Nótese que las fibras están colocadas a 45º respecto a la dirección de aplicación de la carga. El panel queda, por tanto, como se muestra en la figura 5-23: Figura 5-22: Resultados para el laminado 11 Realización de los ensayos 50 Figura 5-23: Detalle de rotura del laminado 11 5.4.3 Laminado 12 El ensayo de este panel se produce sin incidencias hasta la rotura del mismo. El hecho más destacable en la gráfica de la carga mostrada en la figura 5-24 se trata de la aparición de dos puntos de cambio de rigidez, el primero a una carga aproximada de 20000 N, donde la pendiente disminuye considerablemente y otro punto en torno a 27500 N en el que se produce una pérdida ligeramente menor de rigidez hasta la rotura del panel. Dicha rotura se produce a una carga de 28500 N aproximadamente. Figura 5-24: Resultados para el laminado 12 Laminados 𝟒𝟓 ,−𝟒𝟓 , 𝟒𝟓 , −𝟒𝟓 , 𝟒𝟓 , −𝟒𝟓 𝒔 51 En cuanto al modo de rotura de la placa, se puede apreciar en la figura 5-25 que se repite el patrón de rotura visto en el apartado anterior; es decir, se produce una grieta que parte de la esquina superior izquierda del espécimen y se propaga en dirección perpendicular a las fibras. Figura 5-25: Detalle de la rotura del laminado 12 5.4.4 Comparativa entre laminados Por último, se recogen los datos obtenidos para los laminados anteriores en la imagen 5-26: Figura 5-26: Comparativa entre los diferentes laminados Análisis de Resultados de Videocorrelación 58 figuras 6-8 y 6-9 respectivamente: Figura 6-8: Laminado 9 a 15000N Figura 6-9: Laminado 9 a 17500 N La semionda central tiende a desaparecer, como se muestra en la figura 6-9, ya que los puntos de esta región comienzan a desplazarse en sentido positivo. Al igual que en el laminado 6, la transición del modo de pandeo explica la reducción de rigidez vista en la gráfica carga-desplazamiento, expuesto en detalle en la imagen 6-10: Laminado 9 59 Figura 6-10: Detalle de la zona de cambio de rigidez El cambio de pendiente se produce en torno a los 15000 N de carga, y para la situación mostrada en la figura 6- 9 ya el laminado ha adquirido una rigidez diferente. Esta disposición de semiondas permanece prácticamente constante hasta que, para una carga aproximada de 24500 N, el desplazamiento positivo de la zona central empieza a equipararse con el de los puntos pertenecientes a las semiondas laterales, lo que culmina en la generación de una única semionda en el panel en dirección de aplicación de la carga y otra en la dirección ortogonal. La evolución hasta el instante final se muestra en las imágenes 6-11 y 6-12: Figura 6-11: Laminado 9 a 24500 N Análisis de Resultados de Videocorrelación 60 Figura 6-12: Laminado 9 al finalizar el ensayo Laminado 11 La placa se fabrica con la configuración 1 de semiondas, y su secuencia de apilado es [45°,−45°,45°,−45°,45°,−45°]𝑠. En la gráfica carga-desplazamiento de este laminado expuesta en el capítulo anterior se comprueba que la evolución de la misma es suave sin cambios bruscos de pendiente. En efecto, una vez se analizan las fotografías realizadas se comprueba que este panel no modifica el modo de pandeo que le fue impuesto. A modo de comparación, en las figuras 6-13 y 6-14 se muestran la situación previa a la ejecución del ensayo y el instante anterior a la rotura, respectivamente. En la figura 6-14 puede observarse la misma disposición de semiondas en el panel. Sin embargo, el desplazamiento de los puntos de la semionda superior es mayor que el sufrido por los puntos de la semionda inferior. Esto puede explicar que la rotura del panel se dé empezando por la esquina superior izquierda, es decir, donde más se deforma el panel. Laminado 12 61 Figura 6-13: Laminado 11 antes de empezar el ensayo Figura 6-14: Laminado 11 al finalizar el ensayo Laminado 12 Este panel presenta la configuración 2 de semiondas, así como la misma secuencia de apilado que el laminado anterior. El análisis de las imágenes tomadas arroja como resultado la transición a un modo de pandeo distinto al impuesto en la fabricación del panel. Este cambio de tendencia comienza a darse para una carga de 18000 N. Al igual que en los subapartados anteriores, en las figuras 6-15 y 6-16 se exponen dos fotografías de la situación previa y al comienzo de la variación del modo de pandeo: Análisis de Resultados de Videocorrelación 62 Figura 6-15: Laminado 12 a 14000 N Figura 6-16: Laminado 12 a 18000 N La configuración impuesta mostrada en la figura 6-15 se mantiene durante todo el ensayo hasta que, para una carga de 18000 N, la semionda central comienza a concentrarse en el centro de la placa, esto es, los puntos centrales de dicha semionda se desplazan más en sentido negativo que los cercanos a los bordes del panel. Esta congregación de puntos se observa en la imagen 6-16. El resultado, por tanto, consiste en una única semionda Datos de las galgas extensiométricas 63 en cada dirección, prominente en sentido negativo del desplazamiento medido por el software de videocorrelación. Dicho resultado puede comprobarse en la figura 6-17: Figura 6-17: Laminado 12 a 27000 N La rotura del panel se produce de la misma manera que el laminado anterior. Sin embargo, en este caso la zona central es la que presenta mayor deformación, por tanto puede descartarse este factor como causa de la rotura de los dos laminados con las fibras orientadas a 45º respecto de la dirección vertical. Datos de las galgas extensiométricas En los análisis de las fotografías de los ensayos correspondientes a los paneles planos no ha sido posible obtener resultado alguno. En este apartado se presentan los datos suministrados por las bandas extensiométricas adheridas a los paneles mencionados, que junto con la observación de la secuencia de las fotografías tomadas pueden ser de ayuda para vislumbrar el modo de pandeo de estos laminados. Es necesario comentar en este punto que no se incluyen las imágenes mencionadas puesto que solamente de su observación en movimiento se puede apreciar los cambios en la estructura de los paneles. En primer lugar, se define la nomenclatura empleada para cada una de las bandas en las gráficas que se muestran posteriormente. En la figura 6-18 se muestra la cara del panel en la que se conectan las galgas, y seguidamente una tabla con la equivalencia entre la nomenclatura usada en los ensayos y en las representaciones de cargamicrodeformación con objeto de facilitar la identificación de la zona en la que se encuentra la banda. Análisis de Resultados de Videocorrelación 64 Figura 6-18: Colocación de las galgas en el panel Tabla 6-1: Equivalencia de nomenclatura de las bandas Galga extensiométrica Nomenclatura en las gráficas 1 NO 2 NE 3 SE 4 SO 5 Central 0º 6 Central 90º Asimismo, se precisa indicar la relación entre el signo de la medida de las bandas y la propia deformación del panel, para así facilitar la determinación de un modo de pandeo concreto. Por un lado, una deformación positiva implica un alargamiento de la región que rodea la galga, lo que conlleva la aparición en dicha zona de una pequeña semionda en cada dirección. Siguiendo el criterio de signos definido en este capítulo, los puntos de la semionda mencionada anteriormente deben desplazarse en sentido negativo para que la región de la galga se alargue, teniendo en cuenta que la cara del panel donde se conectan las bandas es la opuesta a la enfrentada a las cámaras. Esta deformación se ilustra en rojo en la figura 6-19, donde se muestra una región cualquiera de la cara mencionada anteriormente y el sistema de referencia para indicar el sentido del desplazamiento de los puntos de las semiondas. Figura 6-19: Semiondas con desplazamiento negativo de los puntos Datos de las galgas extensiométricas 65 Análogamente, una medida negativa de la deformación se corresponde con la manifestación en el área que rodea la galga de una semionda en cada dirección, cuyos puntos sobresalen en sentido positivo del desplazamiento medido por las cámaras del sistema de videocorrelación. De este modo, se tiene un acortamiento de los puntos de esta región. En la imagen 6-20 se indica cómo se producen estas semiondas en el panel. Figura 6-20: Semiondas con desplazamiento positivo de los puntos Una vez llegada a esta conclusión, se presentan los datos de microdeformaciones para los laminados planos en los siguientes subapartados. 6.7.1 Laminado 1 La secuencia de apliado de este panel corresponde a [0°,0°,0°,0°,0°,90°]𝑠. En la figura 6-21 se recoge la medida de las bandas adheridas al laminado 1, donde puede apreciarse una tendencia similar de las seis galgas hasta los 10000 N de carga, punto a partir del cual comienzan a diferir. Figura 6-21: Bandas extensiométricas del laminado 1 Tanto la zona central como la región de la banda NO tienden a desplazarse negativamente, mientras que, por el Análisis de Resultados de Videocorrelación 66 contrario, en la zona de la galga SO se obtiene una pequeña semionda que sobresale en sentido positivo. Por tanto, no puede asignarse un modo de pandeo concreto con la información que se dispone. 6.7.2 Laminado 4 Este laminado presenta un patrón de apilado [90°,90°,90°,90°,90°,0°]𝑠. En este ensayo se obtiene una serie de datos erróneos de la banda 2, con lo que su representación no se muestra en la figura 6-22. De dicha gráfica puede extraerse, fundamentalmente, la formación de dos semiondas, una en la zona NO en sentido positivo del desplazamiento y otra en la zona SE en sentido negativo. La región central del panel apenas sufre deformación en comparación con las partes mencionadas anteriormente. Por lo tanto, en este caso tampoco se puede determinar un modo de pandeo preciso. Figura 6-22: Bandas extensiométricas del laminado 4 6.7.3 Laminado 7 La secuencia de apilado seguida en este laminado es [0°,90°,0°,90°,0°,90°]𝒔. La evolución de la microdeformación medida en todas las bandas, ilustrada en la figura 6-23, muestra la misma tendencia, esto es, una microdeformación negativa, siendo de mayor magnitud la sufrida en la región de la banda central. No se tiene en cuenta el tramo donde la microdeformación de la galga NO supera la anterior, dado que ese escenario corresponde a la rotura del panel, explicado por el descenso de la carga soportada por el mismo. Por consiguiente, puede decirse que el laminado 7 tiende a un modo de pandeo definido por una semionda en cada dirección, abarcando el panel completo, cuyos puntos se desplazan en sentido positivo como se refleja de manera orientativa en la figura 6-24. Datos de las galgas extensiométricas 67 Figura 6-23: Bandas extensiométricas del laminado 7 Figura 6-24: Deformación del laminado 7 6.7.4 Laminado 10 En este laminado el patrón de apilado es [45°,−45°,45°,−45°,45°,−45°]𝑠. Se tiene una evolución de las deformaciones similar al caso anterior, como se aprecia en la imagen 6-25. Todas las bandas muestran una medida negativa a excepción de la galga que mide la deformación de la zona central en la dirección perpendicular a la de aplicación de la carga. Por tanto, el modo de pandeo seguido por este panel resulta en una semionda en cada dirección, al igual que el anterior, como se ilustra en la figura 6-26 sobre dicho panel. Anexo A: Útil de ensayo nuevo 74 75 76 77 Anexo A: Útil de ensayo nuevo 78 79 ANEXO B: PRESUPUESTO Concepto Cantidad Precio Total Material AS4/8552 (m2) 8 84,00 € 672,00 € Herramienta cutter y recambios 1 8,95 € 8,95 € Cinta de cromato (m) 15,8 2,83 € 44,77 € Banda de corcho (m) 12,96 1,02 € 13,22 € Plástico para bolsa de vacío (m2) 2,72 2,23 € 6,07 € Tejido desmoldeante (m2) 1,75 2,05 € 3,59 € Tejido aireador airwave (m2) 2,72 1,25 € 3,40 € Horas de curado en autoclave 64,8 16,00 € 1.036,80 € Horas de mecanizado con sierra de diamante 1 10,00 € 10,00 € Horas de trabajo (alumno) 75 25,00 € 1.875,00 € Total 3.673,79 € Barra de aluminio 2030 sección cuadrada 6cm 1 33,47 € 33,47 € Horas de fabricación del útil 2 35,00 € 70,00 € Bandas extensiométricas uniaxiales 16 15,00 € 240,00 € Bandas extensiométricas biaxiales 4 30,00 € 120,00 € Material para la conexión de las bandas 1 15,00 € 15,00 € Horas de uso de máquina de ensayo 12 30,00 € 360,00 € Horas de uso del sistema de videocorrelación 12 50,00 € 600,00 € Horas de trabajo (alumno) 16 25,00 € 400,00 € Horas de trabajo (tutores) 24 60,00 € 1.440,00 € Total 3.278,47 € Horas de uso del software de videocorrelación 8 50,00 € 400,00 € Horas de trabajo (tutores) 20 60,00 € 1.200,00 € Horas de trabajo (alumno) 200 25,00 € 5.000,00 € Total 6.600,00 € 13.552,26 € Coste Total Fabricación Ensayos Análisis y otros 81 ANEXO C: PLIEGO DE CONDICIONES C.1 Lugar de trabajo Para la realización de este proyecto, ha sido fundamental contar con una zona de ambiente controlado donde fabricar los paneles en un contexto de humedad y limpieza óptimas. En la norma EN-ISO 14644 [17]se recogen las condiciones que deben verificar las salas limpias para garantizar un entorno con la menor contaminación posible. Dicha norma consta de diez partes que recogen la clasificación de la limpieza tanto del aire como de las superficies, el funcionamiento de la sala limpia o su diseño y construcción, entre otras cuestiones. C.2 Método y útiles de fabricación La normativa de ámbito europeo EN 2665:2013 recomienda unos procesos determinados para la preparación de especímenes con objeto de evaluar los componentes o un producto ya finalizado [18]. En efecto, uno de los procesos recomendados es el empleado en este proyecto, utilizar un material preimpregnado con resina y moldeado bajo las condiciones de presión y temperatura adecuadas. A continuación, se describe también las propiedades del equipamiento requerido para la fabricación de paneles, detallando los requisitos que debe presentar el autoclave. Algunos de estos requerimientos son la existencia de un sistema de control de temperatura, capacidad para mantener la presión necesaria y generar vacío. Una vez obtenidos los paneles, es necesario descartar como mínimo 10 mm de cada lado antes de conseguir la longitud deseada. En cuanto a la operación del autoclave, queda fuera del alcance del autor de este trabajo, siendo el personal de laboratorio el encargado de su manipulación, dada su formación y experiencia en la fabricación con materiales compuestos. C.3 Recursos informáticos En este epígrafe se describen brevemente las diferentes herramientas de software que han sido necesarias para llevar a cabo este trabajo, todas ellas bajo su respectiva licencia: • CATIA: programa de diseño asistido por ordenador empleado para la generación de los planos del nuevo útil construido, así como algunas figuras mostradas en el proyecto. • Microsoft Excel: utilizado para el tratamiento de los datos obtenidos directamente de la máquina de ensayo al testar los paneles. • Matlab: herramienta de software matemático usada para el tratamiento de los datos mencionados anteriormente y la generación de gráficas esenciales para la consecución del objetivo del proyecto. • Vic Snap: programa que permite una interconexión con las cámaras usado para la toma de fotografías Anexo C: Pliego de condiciones 82 durante los ensayos. • Vic 3D: herramienta para ejecutar el análisis de las fotografías tomadas. • Microsoft Word: procesador de texto con el que se redacta el presente trabajo. 83 REFERENCIAS [1] R. A. Roig, Análisis experimental de la influencia de las imperfecciones geométricas en el comportamiento en postpandeo de placas de material compuesto, Sevilla: Escuela Técnica Superior de Ingeniería, Universidad de Sevilla, 2015. [2] A. Rubio, Análisis y estudio experimental de la influencia de las imperfecciones iniciales en el comportamiento en postpandeo de placas de material compuesto, Sevilla: Escuela Técnica Superior de Ingeniería, Universidad de Sevilla, 2017. [3] F. París, J. Cañas, J. C. Marín y A. Barroso, Introducción al análisis y diseño con materiales compuestos, Sevilla: Escuela Técnica Superior de Ingeniería, Universidad de Sevilla, 2008. [4] C. Soutis, «Fibre reinforced composites in aircraft construction,» Progress in aerospace science, nº 41, pp. 143-151, 2005. [5] Airbus, «Taking the lead: The A350 XWB,» 2006. [En línea]. Available: www.airbus.com/aircraftfamilies/passengeraircraft/a350xwbfamily. [Último acceso: 15 Julio 2018]. [6] The Boeing Company, «Boeing 787, From the Ground Up,» 2008. [En línea]. Available: https://www.boeing.com/commercial/aeromagazine/articles/qtr_4_06/article_04_2.html. [Último acceso: 15 Julio 2018]. [7] A. Blázquez y R. Picón, «Analytical and numerical models of postbuckling of orthotropic symmetric plates,» Journal of Engineering Mechanics, nº 136, pp. 1299-1308, 2010. [8] R. Chandra y B. B. Raju, «Postbuckling analysis of rectangular orthotropic plates,» International Journal of Mechanical Sciences, vol. 15, pp. 81-97, 1973. [9] Hexcel Corporation, «HexPly 8552 DataSheet,» 2016. [En línea]. Available: https://www.hexcel.com/user_area/content_media/raw/HexPly_8552_eu_DataSheet.pdf. [Último acceso: 18 Julio 2018]. [10] National Institute for Aviation Research, «Hexcel 8552 AS4 Qualifiation Material Property Data Report,» 6 Mayo 2001. [En línea]. Available: https://www.niar.wichita.edu/coe/ncamp_documents/Hexcel%208552/CAM-RP-2010- 002%20Rev%20A%20May%206%202011%20Hexcel%208552%20AS4%20Uni%20Data%20Report.pdf. [Último acceso: 14 Septiembre 2018]. [11] AZo Materials, «Titanium Alloys - Ti6Al4V Grade 5,» 30 Julio 2002. [En línea]. Available: https://www.azom.com/properties.aspx?ArticleID=1547. [Último acceso: 28 Julio 2020].