“influencia del método de ensamble sobre la resistencia...

Tema A2a Materiales: Polímero Epóxico Reforzado con Fibra de Carbono, Uniones a tope en ángulo, uniones adhesivas, ensambles remachados, ensayos mecánicos, Resistencia

“Influencia del método de ensamble sobre la resistencia a la tracción de uniones a tope de compuestos laminados de Fibra de Carbono”

Herrera Vaca, Mario Rafael1; Ledesma Ledesma, Saul2; Lozada Loyola, Ricardo Alberto2; Madrigal Serrano, Oscar1; Jimenez Arevalo, Omar Aconeltzin1*

1 Universidad Aeronáutica en Querétaro. Carretera Estatal 200 Querétaro–Tequisquiapan No. 22154. Col. Parque Aeroespacial de Querétaro. Colón,

Querétaro. México. C.P. 76278. 2 Centro Nacional de Tecnologías Aeronáuticas. Carretera Estatal 200 Querétaro-Tequisquiapan No. 22547, Galeras C.P. 76270, Colón, Querétaro, México.

*Autor contacto.Dirección de correo electrónico: [email protected])

R E S U M E N

En este documento se compara la influencia del método de ensamble sobre el comportamiento de las uniones a tope en ángulo hechos de laminados de Polímero Epóxico Reforzado con Fibra de Carbono (PERFC). Se describen las razones fundamentales que motivan la presente investigación sobre las uniones remachadas y adhesivas sometidos a tracción cuasi-estática. Se enlistan de manera general los pasos a seguir para la fabricación de los ángulos laminados, de las uniones a tope en ángulo, así como de su caracterización a tracción cuasi-estática.

Se discute el potencial que tienen este tipo de ensambles, los cuales presentan fallas cohesivas cuando se pegan por

medios químicos o bien por delaminación, ruptura de matriz y de fibra en las uniones mecánicas. En base a este

conocimiento se establecen criterios básicos para este tipo de uniones en aplicaciones aeronáuticas

Palabras Clave: Polímero Epóxico Reforzado con Fibra de Carbono, Uniones a tope en ángulo, uniones adhesivas, ensambles remachados, ensayos

mecánicos, Resistencia.

A B S T R A C T

This paper compares the influence of the assembly method on the behavior of the L-shaped butt joints made of Carbon Fiber Reinforced Epoxy Polymer (CFREP) laminates. The fundamental reasons that motivate the current investigation on the riveted and adhesive joints subjected to quasi-static traction are described. The steps to follow for the manufacture of the laminated angles, the angled butt joints, as well as of their characterization to quasi-static traction are listed in a general manner.

The present investigation seeks to study the potential of this type of assemblies as an alternative for Single Lap Shear (SLS)

joints (which present cohesive failures when they are glued by chemical means or by shearing the rivet in the mechanical

joints). This prevents design engineers from having documented and reliable alternatives to manufacturing processes

Keywords: Carbon Fiber Reinforced Epoxy Polymer, L-shaped butt-joints, adhesive joints, mechanical bonding, strength, mechanical testing.

1. Introducción

El uso cada vez más extendido de los materiales compuestos

como reemplazo de sus contrapartes metálicas en el sector

del transporte se debe a que los primeros tienen un

desempeño mecánico similar a los segundos, pero con un

peso menor. Esto es crucial en aplicaciones aeronáuticas,

donde constantemente se busca minimizar el peso, ya que

esto trae consigo una reducción de los costos de operación

por consumo de combustible. Además, los materiales

compuestos ofrecen ventajas para la fabricación de piezas

monolíticas de gran tamaño al no estar limitadas por el

tamaño de los lienzos o bien por el tamaño de la maquinaria

requerida.

Bajo este último aspecto, es factible hacer piezas tan

grandes como el fuselaje completo de una aeronave, o bien

el ala de una sola pieza, que sería lo ideal, ya que la

transmisión de cargas sería uniforme a lo largo de toda la

estructura.

Sin embargo, por razones como la facilidad de

fabricación al ensamblar elementos internos y el

mantenimiento, las estructuras únicas resultan imprácticas.

Estas razones hacen necesaria la fabricación del fuselaje en

varias partes para unirlas posteriormente por medios

19 al 21 DE SEPTIEMBRE DE 2018 CAMPECHE, CAMPECHE, MÉXICOMEMORIAS DEL XXIV CONGRESO INTERNACIONAL ANUAL DE LA SOMIM

ISSN 2448-5551 MM 134 Derechos Reservados © 2018, SOMIM

mecánicos o químicos. Si bien la cantidad de uniones

requeridas en un vehículo hecho con material compuesto

será mucho menor que en uno de metal, estas seguirán

siendo necesarias, por lo que se requiere conocer los tipos y

limitantes de las mismas. Dentro de los tipos de uniones

existentes podemos describir las uniones a traslape simple,

que son ampliamente utilizadas en diversas aplicaciones, y

las uniones a tope en ángulo, cuya aplicación es más bien

escasa.

En el caso de las uniones a traslape, se han realizado ya

gran cantidad de trabajos, al ser estas las más utilizadas en

los componentes de material compuesto, existiendo criterios

de diseño ya muy desarrollados para cargas estáticas. Sin

embargo, la escasa de información técnica sobre las uniones

a tope en ángulo para ensambles estructurales aeronáuticos,

impide a los ingenieros de diseño tener alternativas

documentadas y confiables para los procesos de

manufactura como una alternativa para las uniones

estructurales a traslape simple. Esto obliga a

sobredimensionar este tipo de uniones o inhibe el uso de

estas, con el consecuente costo operacional en el primer caso

y limitando el campo de aplicación en el segundo.

La presente investigación busca establecer criterios que

permitan ampliar el campo de aplicación de este tipo de

uniones. El objetivo de la presente investigación es

contrastar experimentalmente la influencia del método de

ensamble y entender los mecanismos involucrados en el

proceso de falla mediante el uso de software de elemento

finito. En el presente documento se describe el proceso de

manufactura de los laminados, de los ensambles mecánicos

y adhesivos, así como la caracterización mecánica de los

materiales obtenidos y el análisis a tracción cuasi-estática de

las uniones a tope en ángulo fabricadas de Polímero Epóxico

Reforzado con Fibra de Carbono (PERFC). Se contribuye en

el conocimiento del comportamiento mecánico a tracción

cuasi-estática de las uniones a tope de 2 ángulos fabricados

de PERFC, dejando evidencia de las posibilidades que dicha

unión tiene para ensambles estructurales.

2. Materiales y manufactura

2.1. Materiales

Se utilizó un tejido de fibra de carbono 94933 del tipo

twill 2x2 del fabricante BGF de 3000 fibras/hilo y 13

hilos/pulgada con una densidad de 210 gr/m2, y un espesor

de 0.3mm. La resina utilizada fue la Epolam 5015 con su

endurecedor Epolam 5015, ambos de la marca Axson

Tecnolohies.

Se usó película desmoldante de Etileno-

TetraFluoroEtileno (ETFE por sus siglas en inglés) de alto

desempeño Wrightlon 5200 para recubrir el molde sobre el

que se tendieron las fibras. Se utilizó cinta butilo para hacer

el sellado de la bolsa. Se empleó una capa de pelado (peel

ply) consistente en una tela de nylon para dar la rugosidad

requerida para el empleo de adhesivos.

Se usó cinta doble cara de 25.4 mm (1”) de ancho para

fijar la película de ETFE al molde y la tela de nylon a la

película de ETFE. La fibra respiradora fue utilizada para

proteger la válvula de vacío del exceso de resina.

En el caso de los ensambles adhesivos, se usó el

pegamento epóxico de 2 partes Adekit A140 de Axson

Technologies.

Para los ensambles mecánicos se escogieron remaches

HST11AG5-5, que tienen un recubrimiento pigmentado de

aluminio de color naranja y que tiene una resistencia a la

tracción mínima de 86.05 ksi (593.3MPa). La longitud de

agarre del remache es de 8 mm (0.31”), lo que equivale a un

número de segundo guion de -5. Por lo tanto, la

especificación del remache escogido es HST11AG-5-5.

Respecto al collarín, sabiendo que la unión va a estar

sometida a tracción, se escogió del tipo HL86-5.

2.2. Fabricación de ángulos de material compuesto

Se doblaron 2 placas de aluminio de 121.92 cm (48”) de

largo por 60.96 cm (24”) de ancho y 3 mm (0.118”) de

espesor para hacer los moldes para los ángulos de material

compuesto, usando una maquina hidráulica dobladora de

placas modelo cs630 para darles la forma. Se pulió la

superficie con lijas de carburo de silicio resistentes al agua

en tamaños de grano desde el 60 hasta el 400 y con orbitales

neumáticas Sanders de 15.24cm (6") de diámetro. Los radios

obtenidos una vez que las placas fueron deformadas se

midieron con un medidor de radios mitutoyo, y en ambos

casos, se obtuvo un radio interno de 3 mm.

Se procedió a cortar las placas Caul, que sirven para hacer

presión sobre el laminado. Para hacer esto, se cortaron 2

ángulos de aluminio con un espesor de 2 mm y longitudes

de 1.08 y 1.13 m respectivamente para que fungieran como

chapas Caul usando un disco de diamante de 25.4 cm (10”)

de diámetro con una velocidad de rotación de 5000 rpm. Una

vez cortadas las placas Caul, se procedió a limar los

extremos con papel lija de tamaño de grano 80 para eliminar

las rebabas.

Después de pulir las superficies de trabajo de los moldes,

y limpiarlas con acetona industrial, se procedió a recubrirlas

con la película desmoldante. Una vez sellados los bordes del

molde, procedemos a colocar la cinta butilo que sirvió para

generar nuestra bolsa de vacío. Se usó la matriz de polímero

epóxico con su endurecedor, con una relación

resina/endurecedor de 100:30 en peso.

El método de manufactura elegido fue el impregnado

manual con vacío. Se impregnó un tramo de tejido de fibra

de carbono de 1.7 m de largo por 1.27m de ancho que pesó

416gr. Para determinar la cantidad de resina requerida, se

usó una proporción de 1.15 veces el peso de las fibras, lo

cual dio como resultado 479gramos de resina y 144 gramos

de endurecedor.

En la cara superior de la película plástica que cubría el

impregnado se dibujaron rectángulos de 57 mm de ancho

orientados a 0° y 45° junto con las líneas de centro que

sirvieron de guía para el corte y apilado de los laminados. Se

agitó la mezcla resina-endurecedor por un minuto y se vertió

en el centro de la tela y se cubrió con la capa de película

desmoldante, procediéndose a distribuir la resina con



espátulas. Una vez distribuida la resina, se cortaron 8 tiras

de fibra de carbono de 101 cm de largo con orientación de

la trama a 0°, y se cortaron 8 tiras de 1.01 m de largo con

una orientación de 45°, utilizando para ello una navaja y un

patrón metálico.

Los ángulos fueron medidos en sentido antihorario

tomando como referencia el eje de la trama del rollo tejido

de Fibra de Carbono. Una vez cortadas las fibras se procedió

a hacer el un apilamiento: [(0/45)4]s teniendo cuidado de

poner una capa de pelado entre el molde y la primera capa

del laminado.

Se repitió el procedimiento anterior con un segundo

molde preparado idénticamente primero. Para el laminado

de los ángulos de esta segunda corrida se utilizaron 412

gramos de fibra de carbono, 474 gramos de resina y 143

gramos de endurecedor. Se repitieron los procedimientos de

trazado y corte antes descritos. Una vez sellada la bolsa, se

aplicó una presión de vacío de 23.5 pulgadas de mercurio y

se dejó curar una noche para luego proceder al desmoldado

y corte de los ángulos.

El corte de los ángulos que se usaron para las uniones

remachadas se realizó de acuerdo con las prácticas estándar

de la industria aeronáutica [1] usando una sierra circular de

banco y omitiendo los procedimientos de aterrizaje

eléctrico. Se usó una regla empotrada en la sierra de banco

para uniformar los cortes del alma y el patín a 2.9 cm por

lado. De manera análoga, se ajustó la regla para producir

ángulos con un ancho de 2.54 cm. Para el caso de las

probetas adhesivas, se usó una cortadora modelo PowerCut

10” marca ALLIED con discos de corte metalográfico

89A54MET3A.

Como prueba de control de los ángulos fabricados, se

realizó un proceso de calcinación aplicado a muestras de

ambos laminados, pesando los crisoles vacíos y luego

pesando cada muestra con sus respectivos crisoles juntos

antes de meterlos al horno. Una vez dentro del horno, se

ajustó la temperatura a 400°C y se preservó dicha

temperatura durante 5 minutos para homogeneizar la

distribución del calor, tras lo cual se elevó la temperatura a

700°C conservando esta última temperatura durante 50

minutos. Transcurrido ese tiempo, se apagó el horno y se

dejó enfriar la muestra dentro del horno. Después de que se

enfriara el horno, se sacaron las muestras, se pesaron y se

compararon los pesos de las muestras con las lecturas

obtenidas antes del proceso de calcinación. Las 2 muestras

del laminado 1 dieron fracciones masa de fibra de 44% y

45%. La muestra tomada del laminado 2 dio una fracción

masa de fibra de 47%.

2.3. Fabricación de Uniones a tope adhesivas

Las uniones adhesivas fueron preparadas de acuerdo con las

prácticas estándar del sector aeronáutico [2], omitiendo los

procedimientos de preparación superficial debido a que se

usó una tela de Nylon que fungiera como capa de pelado

para obtener el acabado requerido durante el apilamiento del

laminado. Se vertieron en un vaso desechable encerado las

2 partes del adhesivo controlando las proporciones por

medio del uso de un dispensador neumático marca Sulzer,

modelo DP 400-85 y mezclando de manera manual hasta

conseguir la mezcla homogénea. Se aplicó el adhesivo por

medio de una espátula de madera sobre las superficies de la

unión previamente limpiadas. Para reducir la variabilidad en

el espesor del pegamento durante la fabricación de las

probetas, se diseñó y fabricó un accesorio que mantenga fija

la distancia de los ángulos posterior la aplicación del

adhesivo. El dibujo técnico de dicho accesorio se muestra en

la figura 1.

2.4. Uniones a tope remachadas

Una vez aplicado el adhesivo al patín del ángulo, se procedió

a realizar el ensamble y a envolverlo con película

desmoldante. A continuación, se colocó en el accesorio de

tal forma que el patín quedara entre las placas centrales y las

almas de los ángulos toparan en la pared continua que está

en la parte posterior del accesorio. Una vez que el ensamble

alcanzó el tope se retiró del accesorio tirando de la película

desmoldante y dejando secar el ensamble durante 24 horas

Para las probetas remachadas, se siguió el procedimiento

estándar de la industria [3].

3. Caracterización a tracción cuasi-estática

3.1. Configuration experimental

Se caracterizaron 5 probetas de cada tipo de unión a tracción

para lo cual se utilizó una máquina de pruebas universales

MTS Insight, Electromechanical 100kN Standard. Testing

Machine con las siguientes características técnicas:

MC-20, Load Cell: MTS Modelo 569330-01 capacidad 100

kN

MITUTOYO Vernier caliper MC-03

MITUTOYO Micrometer MC-17

Para ambos tipos de uniones se colocó la probeta en las

Figura 1: Accesorio para colocar las probetas adhesivas (acotaciones en

mm)



mordazas de la máquina de pruebas universales

asegurándose de que el ángulo que estaba en contacto con el

collarín quedara en las mordazas móviles y el ángulo que

tenía la cabeza avellanada del remache quedara en las

mordazas que permanecen fijas. Se dobló un pedazo de lija

con tamaño de grano 100 sobre la punta de los ángulos

cuidando que el lado con abrasivo estuviera en contacto con

la probeta para evitar que se resbalarán de las mordazas.

Se aplicaron 125 N (30 lbf) fuerza de compresión con el

fin de asegurar que todas las superficies de carga están en

contacto y para alinear las placas. Se redujo la fuerza de

compresión a 45 N (10 lbf), y se reestableció a cero y al

equilibrio toda la instrumentación. Se estableció una

separación de las mordazas de 32.8 mm, una velocidad del

cabezal de 1.27 mm/min,

Para las probetas remachadas la presión neumática

promedio de las mordazas, que fue de 5.92 MPa. con una

desviación estándar de 0.61 y para las adhesivas la presión

neumática de las mordazas fue de 10.34 MPa. sin desviación

estándar.

Se aplicó fuerza de tracción a la unión a la velocidad

especificada. Se cargó la probeta hasta que se alcanzó una

fuerza máxima y la fuerza ha caído aproximadamente un

30% de la carga máxima. La primera fuerza pico observada

en la curva fuerza de desplazamiento, antes de la primera

caída significativa (mayor de 10%) en fuerza aplicada,

definió la fuerza de fallo estructural.

Se terminó la prueba a fin de evitar el enmascaramiento

del verdadero modo de fallo por la distorsión agujero a gran

escala, con el fin de proporcionar una evaluación del modo

de fallo más representativo.

En los resultados de los ensayos a tracción cuasi-estática

para las probetas adhesivas (Ilustraciones 2 a 6), se obtuvo

una carga máxima promedio de 2,287 N con una desviación

estándar de 531 N y un coeficiente de variación del 23%

Figura 2: Curva esfuerzo deformación de la probeta adhesiva 1

El hecho de que el coeficiente de variación resultara tan

grande se puede explicar por el proceso de pegado manual,

que si bien es cierto se siguieron las prácticas recomendadas

del sector, no hay una estandarización para la aplicación de

adhesivos en este tipo de ensambles. Todos los ensambles

mostraron un comportamiento elástico al principio,

resultado natural de la deformación del adhesivo, que es un

material isotrópico.







Se muestra en la tabla 2 un resumen de las cargas

máximas obtenidas. Se puede observar que la dispersión de

los datos es muy grande, consecuencia del proceso manual

con el que se hizo el pegado de las probetas.

Tabla 1: Carga máxima a tracción cuasi-estática de probetas adhesivas

Muestra Carga Maxima (N)

1 2,287

2 2,013

3 1,859

4 2,080

5 3,196

Promedio 2,287

Desviación Estándar 531

Coeficiente de Variación 0.23

Los laminados del ensamble no sufrieron daño apreciable

a simple vista, y todas las probetas mostraron un fallo mixto

del adhesivo. Esto sugiere que este método es ideal para

zonas donde la integridad del laminado tiene mayor

importancia que la del ensamble. Los tipos de falla que

estuvieron presentes en el pegamento son cohesivo y

ligeramente adhesivo, tal y como puede verse a continuación

en la figura 7.

En la figura 7 puede verse claramente que la superficie

del patín sufrió una falla ligeramente adhesiva, mientras que

las flechas indican en el patín como en el radio son evidencia

de una falla cohesiva. El pegamento prácticamente no sufrió

deformación plástica apreciable, lo cual es coherente tanto

con las gráficas de esfuerzo-deformación mostradas

anteriormente, como con el hecho de que el fabricante

reporta una elongación a la ruptura del 2%. Un argumento

adicional de esta ausencia de deformación plástica se puede

explicar cuando se compara el esfuerzo ultimo reportado por

el fabricante (30MPa.) con el módulo de elasticidad (de

2,690MPa.) para el adhesivo epóxico Adekit 140, reportada

en un estudio previo [4].

De los datos mostrados anteriormente, se puede ver que

el esfuerzo a la ruptura es 1.1% del módulo de elasticidad.

Es precisamente a partir de esta evidencia que se recomienda

el uso de uniones adhesivas solo si se desea que estas fallen

de manera súbita. Analizando los puntos tabulados durante

el ensayo de tracción cuasi-estático, y dividiendo la carga

máxima promedio obtenida experimentalmente (2,287N),

entre la superficie promedio de los patines (778.4492mm2),

se obtiene un esfuerzo ultimo experimental de 2.93 MPa.

Esto está muy por debajo de los 30 MPa. reportados por

el fabricante. Una posible explicación de esto se puede

encontrar en el modo de aplicar el adhesivo, ya que, si se

hace a mano mediante el uso de una espátula, hay una mayor

presencia de porosidades. Esto concuerda con lo reportado

en un artículo previo [5], donde los autores usaron un

adhesivo epóxico de 2 partes y variaron la técnica de

mezclado.

En dicho estudio, la técnica de mezclado que otorgó

mejores propiedades mecánicas fue mediante el uso de un

dispensador neumático con boquilla mezcladora. La

presencia de las porosidades se debe a que el adhesivo

contiene compuestos químicos volátiles, los cuales genera

huecos al evaporarse. En base a estos datos y la información

experimental obtenida, es que se recomienda el uso de

dispensadores neumáticos con boquilla mezcladora para la

aplicación de este tipo de adhesivos.

3.1.1.1. El modelo de Elemento Finito

Para el modelo adhesivo, se usó el software Ansys

Advanced Composite Program (Ansys ACP) v.19. La razón

para usar este software se debe a que permite controlar mejor

la orientación de las fibras dentro del laminado. Se usaron

las propiedades contenidas en la biblioteca del software para

el tejido de fibra de carbono – resina epóxica fabricado por

impregnado húmedo.

Las propiedades mecánicas que se editaron de acuerdo

con un estudio previo [6] fueron los módulos de elasticidad

en X, Y, Z, así como los módulos de Poisson. La secuencia

de carga fue programada de acuerdo con los resultados

experimentales de la probeta 3 que arrojó los resultados más

conservadores. Las propiedades mecánicas del adhesivo

fueron simuladas a partir de la resina epóxica de la librería

del mismo software, editando el módulo de elasticidad y el

módulo de poisson y el esfuerzo ultimo de acuerdo con un

estudio previo [4].

La carga aplicada fue la máxima resultante de la curva

esfuerzo deformación de la probeta 3, que fue la que arrojo

los resultados más conservadores. Se aplicaron varios pasos

de carga, con los intervalos de tiempo y cargas obtenidas del

ensayo real. Se restringieron completamente las caras en el

alma inferior y se aplicó restricción de movimiento

horizontal en la cara interna del alma superior con la

finalidad de simular la restricción de movimiento de las

mordazas. En la figura 8 pueden verse las condiciones

frontera del modelo de elementos finitos empleado.

Falla ligeramente adhesiva

Falla cohesiva

Figura 7: Fallo intermedio (cohesivo + adhesivo)



Figura 8: Condiciones frontera para el Modelo de Elementos Finitos del

ensamble adhesivo.

A continuación, se muestran los resultados de la

simulación. Debido a que, experimentalmente hablando, el

laminado no sufrió ningún daño visible (tal y como puede

apreciarse en la figura 9) y debido a que la presente

investigación se centra en la resistencia de la unión y no del

laminado, es que se mostraran diversas imágenes del

adhesivo sin los laminados.

Figura 9: Ensamble adhesivo sin daño evidente en el laminado

Como puede verse en la figura 10, se pueden apreciar los

esfuerzos principales máximos en condiciones de carga

máxima. Los esfuerzos máximos se encuentran sobre los

radios del adhesivo, lo que facilita su separación. De hecho,

experimentalmente hablando, el ensamble fracturó de forma

adhesiva del lado de los radios. Si tenemos en cuenta que la

resistencia máxima a la tracción reportada por el fabricante

es de 30 MPa, resulta evidente que el adhesivo comienza a

fallar en la zona aledaña a los radios. Esto se debió a que los

esfuerzos fueron transmitidos desde el alma a los radios, y

de ahí se fue distribuyendo dentro del pegamento. Esto

coincide con lo reportado por otros autores [7] al señalar esa

región como la zona más crítica para uniones a tope en

ángulo de materiales isotrópicos.

Figura 10: Distribución de los esfuerzos del adhesivo dentro del ensamble

a la falla

Como puede verse en la figura 11, a pesar de estar más

alejado de la zona de aplicación de la carga, la peor

deformación sufrida por el adhesivo se dio en la punta del

ensamble opuesta al alma. Esto se debe a que, en esa zona,

el adhesivo es mucho más delgado que en la zona de los

radios cerca de las almas del ensamble.

Figura 11: Distribución de las deformaciones del adhesivo dentro del

ensamble a carga máxima

3.1.2. Probetas remachadas

A continuación, en las ilustraciones 12-16 se muestran los

resultados de los ensayos a tracción cuasi-estática. Se

obtuvo una carga máxima promedio de 2,082N con una

desviación estándar de 159 y un coeficiente de variación de

0.076. El hecho de que en este caso la desviación estándar



fuera mucho menor es consecuencia de que hubo más

uniformidad en el proceso de remachado.

Figura 12: Curva esfuerzo-deformación probeta remachada 1




El experimento realizado mostro que el primer

mecanismo de falla en presentarse fue la delaminación,

consecuencia de la deformación del patín inferior y la

presencia de esfuerzos cortantes en la matriz. Este tipo

esfuerzos hicieron que la matriz fallara entre las diferentes

capas de material compuesto en la zona de los radios.


Esto confirma los resultados del otro estudio previo [8] al

señalar que la delaminación estuvo presente en todos los

ensambles sometidos a tracción cuasi-estática, como puede

verse en la figura 17.

Figura 17: Delaminación en probeta remachada a tracción cuasi-estática

A continuación, se observó que hubo una ruptura de fibra,

ya que esta tiene una elongación a la falla de 1.6%. Y aunque

tiene un mayor módulo de elasticidad que la resina, la fibra

tiene una menor elongación a la ruptura que la primera.

Esto hace pensar que la mayor parte de la carga la soportó

la fibra hasta que esta falló. Una vez ocurrido esto, la carga

fue transmitida de manera súbita a la matriz, la cual tiene

una elongación a la ruptura del 6%.

En la Tabla 2, se muestra un resumen de las cargas

máximas obtenidas en los ensayos a tracción cuasi-estática

para las probetas remachadas.

Después de la fractura del ensamble, se pudo observar

una ligera deformación de la cabeza avellanada del remache

coincidente con el lado del alma como puede verse en la

figura 18a. En la figura 18b se puede ver un modelo de

elemento finito usando el software Ansys Parametric Design

Language (APDL) v.19. La razón principal para preferir este



módulo sobre el ACP radica en que en este último no es

posible simular la topología del avellanado en el laminado,

que es en realidad la zona donde se presentó el falló final

observado en la caracterización real.

Tabla 2: Cargas máximas a tracción cuasi-estática de probetas remachadas

Muestra Carga Máxima (N)

1 1,965

2 2,158

3 2,314

4 2,059

5 1,915

Promedio 2,082

Desviación Estándar 159

Coeficiente de variación 0.076

En la figura 18b se muestra que los cortantes YZ son más

fuertes en los bordes inferiores del avellanado en el remache.

Sin embargo, dado que el grosor transversal de los bordes

superiores del avellanado en el plano YZ es menor, es

comprensible ver una deformación en esa zona. En todas las

probetas ensayadas se encontró que el collarín no sufrió

ningún daño, por lo que se simplificó la topología del mismo

reemplazándolo por un buje en el modelo.

(a) (b)

Figura 18 a: Deformación de cabeza del lado del alma. 18 b) Modelo de

elemento finito del remache y collarín con los esfuerzos cortantes YZ

De manera similar, en la figura 19 podemos observar la

distribución de esfuerzos cortantes en el plano XY. En esta

lustración, puede verse nuevamente como la cabeza del

remache es la que soporta los mayores esfuerzos cortantes

paralelos al plano del patín.

Nuevamente, en la figura 20 se aprecia como la mayor

parte de los esfuerzos se concentran en la cabeza del

remache, en los radios del laminado y en la parte inferior del

collarín.

En la figura 21 se puede apreciar el agrietamiento del

laminado en una dirección paralela al alma y transversal al

patín en la dirección Y.

Figura 19: Distribución de esfuerzos cortantes XY (paralelos al plano del

patín) en el ángulo superior.

Figura 20: Distribución de esfuerzos equivalentes de Von Mises en el

ángulo superior.

Figura 21: agrietamiento transversal paralelo al alma en el ángulo

inferior

Esto se da debido a que dicha sección tiene la menor área

transversal de todo el laminado y por eso tiene mayores

esfuerzos que en el resto del patín. Estos esfuerzos son los

que provocan la ruptura de matriz, generando una deflexión.

Cuando la fibra queda libre para flexionarse, la carga se



transmite del vástago hacia la periferia del agujero

avellanado, deformando las capas más delgadas del

laminado y que se encuentran en la base de la cabeza del

remache.

Esta deformación se da en dirección normal a la

superficie interna del patín. La figura 22 muestra como el

ángulo inferior falló por ruptura de fibras y de matriz. La

mayor deformación se dio en la periferia del barreno que

estaba al centro del patín en el ensamble.

Esto se debió a que la carga fue transmitida al ángulo a

través del vástago del remache, el cual actúa en dirección

perpendicular a la superficie del patín. Esta figura sugiere

que, al generar el avellanado en el barreno, la estructura del

patín se debilita por la disminución del grosor del laminado

en la cara central del ensamble. Ese debilitamiento es

consecuencia de la remoción de material durante el proceso

de desbarbado, ya que este proceso remueve material del

laminado con la finalidad de que la darle al barreno un perfil

cónico que embone con la cabeza avellanada del remache.

Esto sugiere que, para este tipo de ensambles, es

contraproducente el uso de los remaches de cabeza

avellanada o flush. Debido a las razones expuestas

anteriormente, se sugiere el uso de remaches de cabeza

protuberante dentro de lo posible, procurando usar una

rondana entre la cabeza del remache y el laminado. Esto

permitiría desbarbar la rondana en vez de hacerlo sobre el

laminado, protegiendo el laminado de la nucleación de las

grietas y facilitando el mantenimiento del ensamble, al

simplificar el reemplazo de la rondana dañada.

4. Conclusión

Si se desea usar este tipo de uniones, se debe tener en cuenta

que tipo de fallo es permisible y la ubicación de este. Las

uniones adhesivas protegen el laminado y fallan

súbitamente, protegiendo la integridad del laminado en el

proceso. En el caso de que se desee darle prioridad al

ensamble por sobre el laminado, y en caso de que este sea

aceptable que este falle gradualmente, despreciando la

integridad del laminado, se recomienda el uso de los

ensambles mecánicos.

En el caso de las uniones remachadas la delaminación en la

zona de los radios es el primer tipo de falla en aparecer, pero

no el más importante. La delaminación se da como

consecuencia de que los esfuerzos cortantes interlaminares

son superiores al módulo cortante de la resina. En este tipo

de ensambles, los tipos de falla más importantes son ruptura

de fibra y de matriz en la periferia del orificio. Los

laminados resultaron dañados cuando se utilizaron remaches

hi-lok de cabeza avellanada con collarines. Estudios previos

del grupo muestran que los remaches NASM 20470 no

dañan tanto los laminados. Sin embargo, los ensambles

hechos con dichos remaches fueron a traslape, por lo que es

necesario realizar estudios en otras configuraciones, como

las de la presente investigación.

Los modelos de elemento finito sugieren que los cortantes

inducen a la rotación del remache y del collarín, y que el

laminado ejerce una reacción en sentido opuesto, por lo que

colocar una rondana entre el remache y el collarín podría

aminorar los daños al laminado. Se requieren más estudios

para comprobar dicha hipótesis.

La proporción de las cargas máximas promedio entre

uniones adhesivas y remachadas es alrededor del 9.8%, por

lo que hay indicios suficientes para pensar que las uniones

adhesivas tienen un mejor desempeño que sus contrapartes

remachadas si es que el procedimiento de adhesión es

adecuado. La información con respecto a las uniones

adhesivas no es concluyente debido a la alta presencia de

porosidad en el adhesivo lo cual se conoce afecta la

resistencia y favorece la nucleación y propagación de

grietas, lo cual es evidente en la deviación estándar

alcanzada en las pruebas realizadas.

La mayoría de las uniones adhesivas presentaron un modo

de falla mixto (ligeramente cohesivo y adhesivo), se logró

una buena infiltración del adhesivo sobre la superficie

rugosa del material adherente, aunque la carencia de

adhesivo en algunos ensambles afectó fuertemente la

resistencia de la unión. A pesar de que el adhesivo utilizado

no cumplió con la expectativa de una alta resistencia a

tracción cuasi-estática, se ha cumplido el objetivo de evaluar

los ensambles a tope en ángulo y se ha logrado distinguir los

modos de falla de acuerdo con el nivel de esfuerzo cuasi-

estático aplicado.

La elección de la mejor solución dependerá del propósito de

la unión, pero la evidencia sugiere que los ensambles

adhesivos son buenos cuando se quiere priorizar la

integridad del laminado por sobre la del ensamble. Un

ejemplo de estas situaciones se puede encontrar en el

montaje de las vestiduras y acabados de interiores. En caso

de querer priorizar la vida del ensamble por sobre la del

Figura 22: Vista lateral del ángulo inferior y la

deformación resultante en la periferia del barreno

avellanado



laminado, las uniones mecánicas con remaches hi-lok son

una buena opción sobre todo para fijar elementos en el

interior del fuselaje siempre y cuando, la aerodinámica no

sea relevante.

En el caso adhesivo, el pegamento puede soportar mayores

cargas cuasi-estáticas al incrementar tanto el área adhesiva

como el grosor de esta.

En ambos casos, no se recomienda el uso de este tipo de

ensambles en aplicaciones donde la aerodinámica juega un

papel fundamental.

Con respecto a las simulaciones de elemento finito, la

simulación hecha en APDL con el elemento de análisis

SOLAH190 no permite visualizar correctamente el

fenómeno de delaminación. Esto se debe a que los nodos se

encuentran en las capas exteriores del laminado, mientras

que la delaminación se da entre capas interiores del mismo.

Con la finalidad de mejorar el modelo, se recomienda

conservar el elemento de análisis antes mencionado, pero

dibujando cada capa de laminado con un grosor un 2.5%

menor al reportado por el fabricante o al que se pueda medir

experimentalmente con el uso de microscopios o software

de procesamiento de imágenes, y colocar una capa de resina

entre laminados con un grosor entre capas del 5% del

laminado.

Para el caso de los ensambles adhesivos, el modelo no refleja

la aparición de la grieta como tal en el pegamento. A pesar

de todo, el modelo es útil al señalar que la zona más

propensa a la falla es la zona del adhesivo que se encuentra

entre los radios. El modelo también es útil para observar

cómo se separan los ángulos en el ensamble.

Agradecimientos

Se agradece al Centro Nacional de Tecnologías

Aeronáuticas por su apoyo y colaboración en la realización

de los ensayos mecánicos.

REFERENCIAS

[1] 737-700 Structral Repair Manual, SRM (2013) Unpublished: Boeing

[2]A320: Structural repair manual; SRM. (1987). Blagnac: Airbus Industrie

[3]. Installation of Hi-lite fasteners, BAOPS 151-029 rev. A (2006). Montreal, Bombardier Inc.

[4] Elhannani, M., Madani, K., Chama, Z., Legrand, E., Touzain, S., & Feaugas, X. (2017). Influence of the presence of defects on the adhesive layer for the single-lap bonded joint—Part II: Probabilistic assessment of the critical state. Aerospace Science and Technology, 63, 372-386. doi:10.1016/j.ast.2016.12.020

[5] Katnam, K., Stevenson, J., Stanley, W., Buggy, M., & Young, T. (2011). Tensile strength of two-part epoxy paste adhesives: Influence of mixing technique and micro-void formation. International Journal of Adhesion and Adhesives, 31(7), 666-673. doi:10.1016/j.ijadhadh.2011.06.005

[6] O. Jiménez. (2016) “INFORME DE LA CARACTERIZACIÓN DEL COMPORTAMIENTO DE FLUJO DE LA RESINA AXSON EL322 PARA LA FABRICACIÓN DE MATERIAL COMPUESTO FIBRA DE CARBONO-EPÓXICO PARA EL PROYECTO DE OAXACA AEROSPACE”, Informe técnico interno. Universidad Aeronautica en Queréatro, Colón.

[7] Lazzarin, P., & Andreazza, R. (1989). Stress distribution in L-shaped butt joint: Welded or bonded. Theoretical and Applied Fracture Mechanics, 12(2), 189-193. doi:10.1016/0167-8442(89)90035-9

[8] Heimbs, S., Schmeer, S., Blaurock, J., & Steeger, S. (2013). Static and dynamic failure behaviour of bolted joints in carbon fibre composites. Composites Part A: Applied Science and Manufacturing, 47, 91-101. doi:10.1016/j.compositesa.2012.12.003



“influencia del método de ensamble sobre la resistencia...

Documents