Ingenierı́a Aeroespacial en vehı́culos aeroespaciales
Materiales compuestos
Raúl Oeo Molero
Índice
1. Tema 1: Introducción a los materiales compuestos.
1.1. Concepto. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .
1.2. Tipos de materiales compuestos. . . . . . . . . . . .
1.2.1. Materiales compuestos de matriz polimérica.
1.2.2. Materiales compuestos de matriz metálica. . .
1.2.3. Materiales compuestos de matriz cerámica. .
1.3. Evolución en la industria aeroespacial. . . . . . . . .
1.4. Desarrollos futuros. . . . . . . . . . . . . . . . . . . .
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2. Tema 2: Materiales constituyentes.
2.1. Tipos de fibra. . . . . . . . . . . .
2.1.1. Función del refuerzo. . . . .
2.1.2. Introducción a las fibras. . .
2.1.3. Fibras de carbono. . . . . .
2.1.4. Fibras de vidrio. . . . . . .
2.1.5. Fibras de aramida. . . . . .
2.1.6. Tratamiento superficiales. .
2.2. Tipos de matrices. . . . . . . . . .
2.2.1. Función de la matriz. . . .
2.2.2. Introducción a las matrices.
2.2.3. Matrices termoestables. . .
2.2.4. Matrices termoplásticas. . .
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3. Propiedades mecánicas del material compuesto.
3.1. Propiedades elásticas del material compuesto. . .
3.2. Rigidez equivalente de la lámina. . . . . . . . . .
3.2.1. Relaciones tensión-deformación. . . . . . .
3.2.2. Rigidez de una lámina. . . . . . . . . . . .
3.3. Rigidez equivalente del laminado. . . . . . . . . .
3.3.1. Concepto de laminado. . . . . . . . . . . .
3.3.2. Rigidez del laminado. . . . . . . . . . . .
3.3.3. Efectos a nivel de lámina. . . . . . . . . .
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4. Procesos de fabricación.
4.1. Procesos de fabricación por vı́a húmeda. .
4.1.1. Introducción. . . . . . . . . . . . .
4.1.2. Parámetros de procesado. . . . . .
4.1.3. Procesos de vı́a húmeda. . . . . . .
4.2. Procesos de fabricación por vı́a seca. . . .
4.2.1. Introducción. . . . . . . . . . . . .
4.2.2. Caracterı́sticas de preimpregnados.
4.2.3. Fabricación de preimpregnados. . .
4.2.4. Procesos por vı́a seca. . . . . . . .
4.2.5. Proceso de curado. Autoclave. . .
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5. Uniones en materiales compuestos.
5.1. Uniones adhesivas. . . . . . . . . . . . . .
5.1.1. Definición. . . . . . . . . . . . . . .
5.1.2. Aspectos que influyen en la calidad
5.1.3. Tipos de carga. . . . . . . . . . . .
5.1.4. Modos de fallo. . . . . . . . . . . .
5.1.5. Tipos de adhesivos. . . . . . . . . .
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de la unión adhesiva.
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5.1.6. Preparación superficial. . . . . . . . .
5.1.7. Ventajas y desventajas. . . . . . . . .
5.2. Uniones mecánicas. . . . . . . . . . . . . . . .
5.2.1. Definición. . . . . . . . . . . . . . . . .
5.2.2. Modos de fallo y criterios de diseño. .
5.2.3. Eficiencia de las uniones. . . . . . . .
5.2.4. Ventajas y desventajas. . . . . . . . .
5.3. Métodos de integración. . . . . . . . . . . . .
5.3.1. Métodos alternativos de integración de
5.3.2. Estructuras co-pegadas. . . . . . . . .
5.3.3. Estructuras co-curadas. . . . . . . . .
5.4. Reparaciones. . . . . . . . . . . . . . . . . . .
5.4.1. Fundamentos. . . . . . . . . . . . . . .
5.4.2. Reparaciones pegadas. . . . . . . . . .
5.4.3. Reparaciones remachadas. . . . . . . .
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estructuras de material compuesto.
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6. Utillaje y operaciones auxiliares.
6.1. Consideraciones generales. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .
6.1.1. Funciones del utillaje. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .
6.1.2. Consideraciones para el diseño y selección del utillaje. . .
6.1.3. Criterios de selección. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .
6.2. Materiales para el utillaje. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .
6.3. Tipos de moldes. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .
6.3.1. Factores de corrección por diferencias en el CTE. . . . . .
6.3.2. Corrección del efecto de spring-in . . . . . . . . . . . . .
6.3.3. Estrategias empleadas para evitar tensiones asociadas a la
6.3.4. Subestructuras. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .
6.4. Mecanización. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .
6.4.1. Tipos de operaciones. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .
6.4.2. Principales problemas. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .
6.4.3. Consideraciones. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .
6.4.4. Tipos de herramienta. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .
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contracción. .
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7. Calidad y ensayos no destructivos.
7.1. Defectologı́a en materiales compuestos. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .
7.1.1. Tipologı́a de defectos. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .
7.1.2. Tamaño crı́tico del defecto vs tamaño mı́nimo detectable. . . . . .
7.2. Ensayos no destructivos. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .
7.2.1. Técnicas de inspección visual. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .
7.2.2. Ultrasonidos.. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .
7.2.3. Emisión acústica. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .
7.2.4. Termografı́a infrarroja. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .
7.2.5. Radiografı́a. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .
7.2.6. Tomografı́a. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .
7.3. Calidad y certificación. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .
7.3.1. Certificación de materiales compuestos. Estructuras aeronáuticas. .
2
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1.
Tema 1: Introducción a los materiales compuestos.
1.1.
Concepto.
Definimos como material compuesto a aquel material sólido formado por más de un componente, los cuales se
presentan en fases separadas. Los ejemplos más comunes de materiales compuestos son la madera, hormigón
o los plásticos reforzados.
De manera especı́fica, podemos referirnos a un material compuesto como aquel formado por una matriz que
rodea y mantiene unida a otra fase llamada refuerzo.
Generalmente, un material compuesto presenta una combinación superior de propiedades especı́ficas de sus
constituyentes respecto a los mismos por separado.
Los materiales constituyentes son cada una de las fases que forman el compuesto. Se clasifican en matriz y
refuerzo.
Matriz: fase continua cohesiva que confiere las propiedades principales.
Refuerzo: fase discontinua que potencia determinadas propiedades de la matriz, sobre todo a nivel
mecánico.
1.2.
Tipos de materiales compuestos.
1.2.1.
Materiales compuestos de matriz polimérica.
Son los mas empleados por su interesante combinación de propiedades entre la matriz y el refuerzo.
Peso
Bajo CET
Fragilidad
Alto coste
1.2.2.
Ventajas
Propiedades especı́ficas
Resistencia a corrosión
Versatilidad en el diseño
Resistencia quı́mica
Desventajas
Propiedades transversales Defectologı́a muy compleja
Degradación de propiedades
Materiales compuestos de matriz metálica.
Partı́culas:
• Al2 O3 y SiC en Aluminio → Muy común.
• Rigidez, baja densidad, elevada dureza, tenacidad.
Whiskers:
• Mejores propiedades que partı́culas.
• Precio, problemas para la salud, dispersión → Menos comunes.
Fibra Corta:
• Común en el refuerzo de aluminio.
• Relaciones de aspecto entre 3 y 100.
Fibra Continua:
• Monofilamentos y multifilamentos (más complejos de infiltrar).
• Múltiples trabajos para introducir monofilamentos de boro o carburo de silicio.
3
La matriz de aluminio es de las mas empleadas en materiales compuestos de naturaleza metálica. Caracterı́sticas deficientes como la resistencia a altas temperaturas en servicio, su mal comportamiento en solicitaciones
extremas y su resistencia al desgaste se compensan con la adición de un refuerzo metálico.
Dentro de la industria aeroespacial no tienen especial relevancia debido a que no alcanzan propiedades del
nivel de los materiales de matriz polimérica. Además, presentan dificultades en el procesado y problemas
asociados a los constituyentes como la corrosión.
1.2.3.
Materiales compuestos de matriz cerámica.
Materiales formados por una matriz de grafito y fibra de carbono. Alta resistencia al desgaste y buen
comportamiento a altas temperaturas. Su aplicación fundamental se da en severas condiciones térmicas
(motores, discos de freno...).
Alto módulo
Dureza
Tenacidad
1.3.
Ventajas
Resistencia a compresión
Resistencia a desgaste
Alta temperatura de servicio
Resistencia quı́mica
Desventajas
Baja resistencia a oxidación a altas temperaturas
Evolución en la industria aeroespacial.
Su uso esta cada vez mas extendido en multitud de aplicaciones. Desde los inicios de la aviación, han estado
presentes representados por madera aunque posteriormente hubo una transición al metal. Hoy en dı́a, cada
vez tienen mas presencia en la estructura de aeronaves.
El principal uso de los materiales compuestos modernos se da por primera vez en el Airbus A300 en los años
70. Seguidamente pasan a utilizarse en otros modelos como el Boeing 757, 767,737, A310, A320 y McDonnell
Douglas MD-80.
En la actualidad, su mayor exponente son los plásticos reforzados con fibra de carbono (CFRP). El incremento de su uso esta ligado a la reducción de los costes de fabricación de la fibra de carbono, la mejora de
los procesos de fabricación, un mayor conocimiento de su comportamiento y una mayor capacidad de diseño.
Otros materiales empleados son los basados en fibras de Aramida o Kevlar (GFRP).
Se encuentran principalmente en el carenado ventral, fijaciones de las alas, paneles exteriores del empenaje
o estructuras de control como alerones, elevadores, spoilers o timón. Su composición es de resinas epoxi
curadas con aminas y reforzados con aramida, carbono o fibra de vidrio tipo E.
Ya en la década de los 80 comienzan a emplearse en estructuras primarias. Un ejemplo es el empenaje del
Airbus A320 en forma de pieles CFRP rigidizadas. Confirme se han ido desarrollando fibras de alto módulo
y resinas de mayores prestaciones su uso ha ido pasando a estructuras más primarias.
Ya en las últimas décadas, su uso se ha extendido a la construcción de secciones completas del fuselaje.
Destacamos la sección 19 del A380 (anclajes del estabilizador horizontal y vertical, fabricado en CFRP) y
las secciones de fuselajes del Boeing 787. Este último, junto al A350, tiene más de un 50 % de su estructura
fabricada en materiales compuestos.
4
(a) Uso de materiales compuestos en la familia del A320.
(b) Sección 41 del Boeing 787 tras el curado.
Figura 1: Uso de materiales compuestos en aviación civil.
En el campo de la aviación militar su desarrollo ha sido mucho más rápido dado los requisitos de carga
mas exigentes y el mayor presupuesto. Su desarrollo en los años 70 se aplicó en aeronaves como el Panavia
Tornado, el F-15 o el Dassault Mirage. Su uso es más extendido y actualmente aeronaves como el Eurofighter
Typhoon cuentan con mas del 70 % de su estructura fabricada en compuestos.
Su uso principal es en forma de pre-impregnados por la elevada relación rigidez-peso que ofrecen y su baja
porosidad.
Figura 2: Uso de materiales compuestos en el Eurofighter Typhoon.
5
Para helicópteros, se llevan empleando materiales compuestos en palas de rotor durante los últimos 40 años.
La principal ventaja es la buena resistencia a fatiga y su facilidad de diseño multifuncional. También se
emplean en las cabinas de pasajeros y demás partes del fuselaje.
Figura 3: Materiales de fabricación del AW101 Merlin
En el sector espacial, su uso es de gran interés debido a la reducción de costes asociada a un menor peso.
Se emplean fundamentalmente materiales C-C en vehı́culos de reentrada y estructuras tipo sándwich para
paneles y estructuras articuladas.
Figura 4: Montura del escudo térmico de la nave Dragon de Space X
1.4.
Desarrollos futuros.
Estados Unidos lidera el mercado dentro de los materiales compuestos avanzados y se espera un crecimiento
especialmente importante sobre todo en aviación civil dada la creciente demanda de aeronaves comerciales
con alto uso de materiales compuestos.
Entre los desarrollos mas destacables se encuentran los materiales de matriz termoplástica, los cuales serı́an
reprocesables pero no existen aun resinas de prestaciones adecuadas y podrı́an usarse en superficies crı́ticas de
aviones privados; y el empleo de materiales nanoestructurados como los nanotubos de carbono o el grafeno,
que poseen excelentes propiedades mecánicas y eléctricas entre otras para aplicaciones multifuncionales.
6
2.
Tema 2: Materiales constituyentes.
2.1.
Tipos de fibra.
2.1.1.
Función del refuerzo.
El refuerzo se encarga de aportar resistencia mecánica, rigidez y (en ocasiones) dureza. Es un componente
discontinuo. Además, puede dotar de nuevas propiedades a la matriz (conductividad eléctrica).
Se da en forma de fibras largas, cortas (whiskers) o partı́culas. De manera general, las fibras largas producen
anisotropı́a de propiedades y tienen mayor impacto en las propiedades mecánicas mientras que las fibras
cortas generan un comportamiento mas isótropo y confieren propiedades distintas (resistencia a desgaste,
tenacidad...).
2.1.2.
Introducción a las fibras.
Las caracterı́sticas principales de las fibras son las siguientes:
Suelen estar hechas de materiales con enlaces interatómicos muy fuertes, lo que dificulta la deformación
plástica. Alta influencia de los defectos en las propiedades.
Relación de aspecto muy elevada.
Bastante flexibles.
Clasificables según su origen: minerales, orgánicas, naturales...
Dentro de la industria aeroespacial las mas empleadas son las de carbono (estructura), vidrio (carenado,
fuselaje) y aramida (zonas de resistencia a impacto, góndolas de motor).
Las fibras de menor diámetro presentan mejores propiedades mecánicas para una mayor variabilidad de las
mismas. La resistencia puede mejorarse con determinados tratamientos superficiales. Los defectos tienen una
influencia muy importante en las propiedades.
Normalmente, las fibras de carbono no pueden manejarse de manera individual por lo que se presentan en
forma de mechas o tows que se encuentran estandarizadas. De manera comercial pueden aparecer en bobinas,
tejidos, preimpregnados,etc.
Las fibras pueden encontrarse en multitud de formas textiles:
Tejidos: su uso nace para evitar los problemas de los laminados unidireccionales ante cargas fuera de
plano. Se fabrican entrelazando las fibras. El principal inconveniente es que las fibras no se encuentran
rectas lo que reduce las propiedades en el plano respecto a laminados.
Non-Crimp Fabrics (tejidos sin ondulación): caso intermedio entre laminados y tejidos. No presenta
una ondulación tan severa y por lo tanto posee buenas propiedades en el plano.
Fieltros y velos (mats): formados por fibras continuas o discontinuas unidas mediante adhesivo soluble
o insoluble, que puede ser resinoso o formado por puntadas mecánicas, formando una estera o fieltro.
Se adapta mejor a las formas complejas y es comúnmente usado como barrera protectora.
La tela es el método más común de tejer fibras o mechas y consta de dos grupos entrelazados a 90º. La
dirección longitudinal se denomina urdimbre y la transversal trama. Presenta mejor comportamiento en
propiedades fuera del plano pero peor dentro del mismo. Existen varios tipos:
Tejido plano o tafetán (plain weave): el más simple, entrelazado de una trama por urdimbre (1/1).
Sarga (twill weave): se cruzan tramas flotantes seguidas de urdimbres flotantes (2/1, 3/3, 1/2).
Raso (satin weave): formado por 4 o más tramas flotantes sobre urdimbre y viceversa.
7
2.1.3.
Fibras de carbono.
Las fibras de carbono atienden a diversos tipos de clasificaciones. Por ejemplo:
En función de sus propiedades mecánicas (módulo elástico).
En función de la materia prima precursora: basadas en PAN, basadas en pitch o crecidas en fase vapor.
En función del tratamiento térmico: alta (> 2000ºC), media (1500ºC) y baja temperatura (<1000ºC).
Peores propiedades a menores temperaturas.
Las fibras basadas en PAN son las más empleadas en la actualidad en componentes estructurales. Están basadas en un precursor de poliacrilonitrilo (PAN), polı́mero basado en la unidad monomérica del acrilonitrilo.
El proceso de fabricación sigue el siguiente orden:
1. Degradación del PAN.
2. Proceso de hilado: técnicas de hilado en solución, eliminación disolvente para obtener hilos de PAN.
3. Estirado y/o recubrimiento: contribuye al alineamiento de las cadenas moleculares, recubrimientos
facilitan manejo.
4. Oxidación: tensionado a 200-300ºC, aumento de densidad.
5. Carbonización: a 1000-1500ºC en atmósfera inerte, gran perdida de masa, liberación de gases. Entrecruzamiento
6. Grafitización: A 1500-3000ºC en atmósfera inerte, orientación preferencial y aumento de áreas cristalinas.
Por otro lado, las fibras base brea (ex-pitch) usan como precursor el petróleo o carbón. La materia prima
tiene un menor coste pero necesitan una purificación que aumenta el coste de la fibra de carbono. Proceso
de fabricación:
1. Proceso de hilado: polı́mero termoplástico, hilado en fundido.
2. Oxidación de la brea: a 250-400ºC, reducción importante resistencia.
3. Carbonización y grafitización: obtención de las fibras, a mayor temperatura de grafitización mayor
pureza
Ventajas y desventajas de la fibra de carbono:
Ventajas
Baja densidad
Elevado módulo y resistencia a tracción
(propiedades a medida)
Elevada estabilidad térmica
Excelente resistencia a termofluencia
Estabilidad quı́mica (medios ácidos)
Biocompatibilidad
Elevada conductividad térmica
Baja resistividad eléctrica
Desventajas
Anisotropı́a (pueden obtenerse ventajas)
Baja deformación a rotura
Propiedades a compresión
Posibles problemas con oxı́geno a elevadas
temperaturas y aún peor en medios alcalinos
8
2.1.4.
Fibras de vidrio.
Las fibras de vidrio están basadas en SiO2 y tienen una estructura de red tridimensional. Son isótropas y
pueden clasificarse en base a sus propiedades, que dependen de los óxidos que las forman.
Se fabrican partiendo de vidrio fundido que posteriormente se estira para reducir el diámetro de las fibras.
Tras enfriarse rápidamente por convección deben recubrirse con ensimaje para su manejo, el cual también
reduce los defectos que afectan de manera severa a la resistencia. Son mucho mas baratas que las fibras de
carbono por lo que, si es posible, son la opción principal. Tienen peores propiedades mecánicas y conductividad eléctrica.
En la industria aeroespacial se utilizan en estructuras secundarias como carenados o bordes de ataque.
2.1.5.
Fibras de aramida.
Únicas fibras poliméricas con propiedades mecánicas suficientemente buenas para su uso en aplicaciones
aeroespaciales. Entre ellas destacan la elevada capacidad de deformación a rotura, la elevada resistencia a
impacto (chalecos antibalas) y unas propiedades mecánicas especı́ficas superiores a las fibras de vidrio.
2.1.6.
Tratamiento superficiales.
El recubrimiento de las fibras de carbono mejora la adhesión entre fibras y matriz polimérica. Normalmente, las fibras incluyen un tratamiento de oxidación y el uso de diferentes compuestos como agentes de
acoplamientos, de mejora de mojabilidad, lubricantes y ensimaje. El recubrimiento debe ser estable a la temperatura de procesado. Las funciones de los diferentes componentes se solapan; como la mejora del manejo,
la mojabilidad y la intercara. Algunos tratamientos son:
Oxidación: eliminación capa superficial fibras de carbono, mejora de la ILSS con pequeña caı́da de
resistencia.
Agentes humectantes: moléculas polares, mejoran la mojabilidad y adhesión entre fibra y matriz. No
forman enlace quı́mico.
Ensimaje: mejora la adhesión fibra-matriz y el manejo. Bajo espesor y uso de prepolı́meros/polı́meros,
carbono, SiC o metales. La degradación térmica ha de tenerse en cuenta en los ensimajes poliméricos.
9
2.2.
Tipos de matrices.
2.2.1.
Función de la matriz.
Actúa como ligante del refuerzo (transferencia de cargas) y es el componente continuo del material. Habitualmente es el limitante de la temperatura de servicio y causante de las propiedades transversales en los
laminados de fibra continua.
Su naturaleza puede ser cerámica, metálica o polimérica; siendo esta última la mas empleada en la industria aeroespacial destacando las termoestables. Creciente interés en el desarrollo de compuestos de matriz
termoplástica.
2.2.2.
Introducción a las matrices.
Los polı́meros son materiales que contienen muchas partes básicas (monómeros) enlazadas entre sı́ quı́micamente, formadas por sustancias orgánicas de cadenas muy grandes con pesos moleculares altos. Su esqueleto
suele estar constituido por átomos de C y otros elementos como H,O,N,S,Cl y F. Se obtienen por polimerización, uniendo moléculas pequeñas para formar otras más grandes. Junto a aditivos, los polı́meros forman
plásticos.
Existen diferentes tipos según la unión de las cadenas, la longitud de la misma y la repetición de uno o mas
monómeros. Pueden ser lineales,ramificados o formar una red entrecruzada.
2.2.3.
Matrices termoestables.
Están basadas en redes tridimensionales con puntos de entrecruzamiento. Se parte de una mezcla de monómeros que polimerizan y suelen incluir agentes catalizadores para favorecer la reacción de curado. El curado es
una reacción irreversible y exotérmica. que da lugar a un sólido que no puede volver a procesarse.
Algunas variables que debemos tener en cuenta son:
Temperatura de transición vı́trea: muy afectada por condiciones de humedad.
Temperatura de curado: no existe una única por cada polı́mero.
Tiempo de curado: afectado fundamentalmente por la temperatura de curado.
Durante el proceso de curado la Tg aumenta desde un valor inicial Tg0 hasta el valor final, que en caso de
conversión total se denomina Tg∞ . Es un indicativo del grado de entrecruzamiento de las cadenas. Buscamos
evitar la gelificación del polı́mero y se busca la vitrificación.
Las distintas curvas de curado conforman un diagrama TTT. El tiempo de gelificación determina las condiciones de procesabilidad del material, disminuye con la temperatura y con la adición de aceleradores de
curado.
La temperatura y el tiempo juegan un papel fundamental en la evolución de estos parámetros durante el
curado. Aumenta la viscosidad y las propiedades mecánicas durante la reacción.
Las reinas epoxi reciben su nombre de los grupos epoxı́dicos que contienen sus moléculas. Existe un gran
variedad de monómeros que dan lugar a resinas con distintas propiedades. Son normalmente mezcla de
monómeros con un agente endurecedor (normalmente basados en aminas, amidas, anhı́dridos...). Las aminas
alifáticas curan a bajas temperaturas mientras que las aromáticas requieren mayor temperatura.
Destacan las siguientes resinas epoxi:
DGEBA
TGMDA
10
TGAP
DDS
DDM
Es necesario emplear la proporción adecuada de endurecedor para adquirir las caracterı́sticas correctas, el
déficit causa que no reaccionen todas las cadenas mientras que el exceso puede provocar degradación térmica. Se pueden añadir otros aditivos como diluyentes, flexibilizadores o agentes para mejorar la tenacidad a
fractura (punto débil de estos sistemas). La tenacidad a fractura se puede mejorar mediante la adición de
fases termoplásticas o partı́culas elastoméricas que provocan un puenteo y desviación de la grieta a la vez
que mejoran la ductilidad.
Ventajas y desventajas de las resinas epoxi:
Ventajas
Optimización de propiedades
Baja emisión de volátiles
Buena estabilidad dimensional
Buena resistencia quı́mica
Propiedades mecánicas
Desventajas
Coste, a veces, alto
Absorción de humedad
Ciclos de curado exigentes
Temperatura de servicio
Viscosidad elevada
Las resinas de poliéster están basadas fundamentalmente en poliéster insaturado con estireno. Suelen necesitar cantidades muy bajas de catalizador (0,5 a 3 %) y tienen reacciones de curado muy exotérmicas
(degradación). Destacan el peróxido de metiletilcetona (MEKP) y peróxido de benzoilo (BzP).
Ventajas y desventajas de las resinas de poliéster:
Desventajas
Reacción muy exotérmica
Elevada contracción en curado
Elevada fragilidad
Baja resistencia interfacial
Ventajas
Viscosidad muy baja
Coste generalmente bajo
Buena capacidad de fabricación
Durabilidad medioambiental.
Las resinas de vinil-éster se sitúan entre las resinas epoxi y las de poliéster. Tienen un menor grado de
entrecruzamiento (más lineales), mayor tenacidad y resistencia quı́mica.
Ventajas y desventajas de las resinas de vinil-éster:
Ventajas
Capacidad de fabricación
Resistencia quı́mica
Aceptable resistencia interfacial
Desventajas
Costes relativamente elevados
Contracción elevada
Las resinas fenólicas se forman a partir de la condensación de fenoles con formaldehı́dos en un medio ácido
o básico para formar un prepolı́mero soluble. Durante el curado se forma agua y otros volátiles. Su uso
principal es en interiores con resistencia a la llama o baja emisión de humo. Destacan las tipo resol y las tipo
novolak.
Ventajas y desventajas de las resinas fenólicas:
11
Ventajas
Resistencia a altas temperaturas Propiedades mecánicas
Desventajas
Elevada emisión de volátiles
Costes elevados
Las resinas bismaleimidas tienen una elevada Tg , lo que les permite su uso en zonas con altas temperaturas
de servicio. Su coste es muy elevado y son materiales muy frágiles, puede aumentarse su tenacidad a costa
de reducir propiedades a altas temperaturas y aumentar costes. Uso en aviones militares.
Ventajas y desventajas de las resinas poliimidas:
Ventajas
Resistencia a altas temperaturas
Termoestables y termoplásticas
2.2.4.
Desventajas
Control severo de T y P
Fabricación compleja
Fragilización tras largos periodos
Matrices termoplásticas.
Los enlaces de las cadenas son covalentes, pero los enlaces entre ellas y los entrecruzamientos son enlace
débiles (Van der Waals). Al aplicar tensión, los enlace débiles pueden superarse, pudiendo las cadenas girar
y deslizar dependiendo de la temperatura.
Dentro de la industria aeroespacial su introducción es aún muy limitada. Comenzaron a ser desarrollados
con propósitos estructurales en la década de los 80 motivados por problemas de delaminaciones relaciones
con polı́meros termoestables como búsqueda de una solución mas tenaz sin incrementar la masa. Una de
sus principales desventajas son sus bajas propiedades mecánicas, lo cual reduce el número de termoplásticos
usados. Además, la degradación térmica de sus propiedades es rápida al alcanzar temperaturas en servicio
cercanas a Tg y Tm . Los polı́meros termoplásticos con mayor Tm requieren técnicas de procesado más costosas lo que lleva a altas temperaturas para reblandecer suficiente la matriz durante el moldeado.
Ventajas de las matrices termoplásticas dentro de la industria aeroespacial:
Ventajas
Reciclabilidad
Baja absorción de humedad
Elevada ductilidad
Buena resistencia quı́mica
Tolerancia al daño
La polieteretercetona (PEEK) tiene buena tolerancia a altas temperaturas y propiedades mecánicas. Se usa
en un estado semicristalino (25-40 %) que depende del método de procesado elegido. Tiene buena resistencia a
agentes quı́micos, fluidos hidráulicos, etc. Eso ha permitido su certificación en proyectos como el F-22 Raptor.
El sulfuro de polifenileno (PPS) presenta una buena combinación de propiedades como resistencia quı́mica
y al fuego. No se conocen disolventes por debajo de los 200o C. Presenta una elevada cristalinidad (50-60 %)
lo que hace que no pierda tantas propiedades mecánicas cuando se usa por encima de su Tg . Presentan muy
buena resistencia a fatiga y fluencia. Tienen inherente resistencia a llama, lo que los hace idóneos para su
uso en interiores de aeronaves.
Las polietersulfona (PES)-poliarisulfona (PAS) son termoplásticos amorfos con una buena resistencia al fuego ası́ como alta tolerancia a elevadas temperaturas. Presentan una menor resistencia quı́mica que otros
12
termoplásticos.
La polieterimida (PEI) se trata también de un termoplástico amorfo. Tiene baja contracción durante el
enfriamiento y una buena resistencia quı́mica ası́ como propiedades mecánicas. Se puede emplear hasta
200o C por cortos periodos de tiempo.
13
3.
3.1.
Propiedades mecánicas del material compuesto.
Propiedades elásticas del material compuesto.
Las propiedades mecánicas vienen dadas por las de la matriz, la intercara y el refuerzo. La relación entre
cantidad de fibra y matriz se emplea para determinar las propiedades globales del material compuesto.
Existen diferentes patrones de colocación de la fibras que dan lugar a distintos factores de empaquetamiento.
Figura 5: Factores de empaquetamiento según colocación de fibras.
La fracción volumétrica no puede exceder un valor determinado dado que se dificultarı́a el impregnado por la
resina (normalmente 0.7). Cuanto mayor es, también lo será el área de intercara y la región de matriz afectada.
La porosidad es una propiedad compleja de evaluar dado que depende de multitud de factores: falta de mojabilidad, de impregnado, atrapamiento de volátiles,etc. Se puede medir mediante observación microscópica
o mediante la densidad del compuesto.
Mf
Mm
Vp = 1 − ρc
+
(1)
ρf
ρm
Distintos métodos de medición de propiedades elásticas:
14
15
Método de Krenchel:
E = η0 Ef Vf + Em (1 − Vf )
X
η0 =
αi cos4 θi
(2)
(3)
Existen también diversos modelos de resistencia que caracterizan una deformación de la fibra mayor o menor
que la matriz.
3.2.
3.2.1.
Rigidez equivalente de la lámina.
Relaciones tensión-deformación.
El estado de tensión en un punto esta representado por 9 componentes. Debido a
de esfuerzos y deformaciones podemos plantear una relación tensor deformación.

 

σx 
C11 C12 C13 C14 C15 C16 
εx












σ
C
C
C
C
C
C



y 
21
22
23
24
25
26   εy


 
 C31 C32 C33 C34 C35 C36   εz
σz

=
 C41 C42 C43 C44 C45 C46   γzz
τyz 






 τxz 
 γxz
  C51 C52 C53 C54 C55 C56  









τxy
C61 C62 C63 C64 C65 C66
γxy
la simetrı́a de los tensores








(4)







= Sσ
(5)
Donde [S] es la matriz flexibilidad, inversa de la matriz de rigidez [C].
Cuando existen planos de simetrı́a el material es ortótropo y la matriz [S] queda:

 


σx 
S11 S12 S13
0
0
0





 εx 




 σy 
  S12 S22 S23

0
0
0 





 
 εy 






σ
S
S
S
0
0
0
εz
z
13
23
33

=

0
0 S44
0
0 


 τyz 

  0
 γyz 








τxz 
0
0
0
0
S
0
γ




55
xz








τxy
0
0
0
0
0 S66
γxy
En el caso particular de tensión plana, como en vigas o placas, los
manera que:
σz = τyz = τxz = 0

 

S11 S12
0
 εx 

εy
0 
=  S12 S22



γxy
0
0 S66
(6)
términos de tensión en z se anulan de
(7)


σx
σy

τxy
(8)
Destacamos que las deformaciones angulares γxz y γyz son nulas mientras que la deformación extensional
z = S13 σx + S23 σy .
3.2.2.
Rigidez de una lámina.
En el caso de una lámina se promedian las propiedades de los constituyentes en la mesoescala. Para hablar
de lámina debemos encontrarnos antes un elemento tipo placa con un espesor varios órdenes de magnitud
inferior a las demás dimensiones. La relación deformación-tensión para una lámina unidireccional es:

 
  1



−v21
0
s11 s12
0
 σ1 
 ε1 
 σ1 
E1
E2
1
12
0 
σ2
ε2
σ2
(9)
=  s21 S22 0 
=  −v
E1
E2






1
γ12
0
0 s66
τ12
τ
0
0
12
G12
16
En términos de matriz de rigidez reducida:

 
 

Q11 Q12
0
 σ1 
 ε1 
σ2
0 
ε2
=  Q21 Q22
=




τ12
0
0
Q66
γ2
E1
1−v12 v21
v12 E2
1−v12 v21
v21 E1
1−v12 v21
E2
1−v12 v21
0
0


0
 ε1 
ε2
0 


n2
G12
(10)
Las láminas pueden estar dispuestas en orientaciones diferentes según los requisitos de diseño. Se definen
propiedades en ejes globales (x,y) frente a propiedades en ejes locales de la lámina (1,2). Es clave para definir
criterios de fallo.




 σ1 
 σx 
σ2
σy
= Tσ (θ)




τ12
τy
cos2 θ

Tσ (θ) =
sin2 θ
− sin θ cos θ







 σ1 
 σ1 
 σx 
σ2
σ2
σy
= Tσ (−θ)
= T−1
σ (θ)






τ12
τ12
τv
o
sin2 θ
cos2 θ
sin θ cos θ
  2
2 sin θ cos θ
c
s2
2


s
c2
=
−2 sin θ cos θ
2
2
−cs cs
cos θ − sin θ

2cs
−2cs 
c2 − s2
(11)




 ε1 
 εx 
ε2
εy
= Tε (θ)




γ12
γy
cos2 θ
Tε (θ) = 
sin2 θ
−2 sin θ cos θ

6






 εx 
 ε1 
 ε1 
εy
ε2
ε2
= T−1
= Tε (−θ)
ε (θ)






γy
γ2
γ12
sin2 θ
cos2 θ
2 sin θ cos θ
 
sin θ cos θ
c2
s2
2
c2
− sin θ cos θ  =  s
2
2
−2cs 2cs
cos θ − sin θ

cs
−cs 
c2 − s2
Matriz de rigidez [Q]:



Q11
 σx 

σy
Q12
= T−1
(θ)
σ


τvy
0
Q12
Q22
0

 

0
Q̄11
 εx 
0  Tε (θ)
εy
=  Q̄12


Q66
γv
Q̄16
Q̄12
Q̄22
Q̄26


Q̄16  εx 
Q̄26 
εy


Q̄66
γy
(12)
Matriz de flexibilidad [S]:



S11
 εx 

εxy
S12
= T−1
(θ)
ε


γxy
0
S12
S22
0

 

0
S̄11
 σx 
0  Tσ (θ)
σy
=  S̄12


S66
τxy
S̄16
S̄12
S̄22
S̄26


S̄16  σx 
S̄26 
σy


S̄66
τxy
(13)
Por lo tanto, la relación entre la matriz de flexibilidad en ejes globales y locales
manera:

 

c4
s4
2c2 s2
c2 s2
S̄11 





  s4


c4
2c2 s2
c2 s2
S̄22 








  c2 s2

c2 s2
c4 + s4 −c2 s2 
S̄12


=  2c3 s −2cs3 2 cs3 − c3 s
3
3

S̄16 

cs3 − c s3  

 


 S̄26 
  2cs3 −2c3 s 2 c3 s − cs3

c
s
−
cs






2
S̄66
4c2 s2 4c2 s2
−8c2 s2
c2 − s2
17
se expresa de la siguiente
S11
S22
S12
S66







(14)
La relación entre la matriz de rigidez en ejes locales y la matriz en ejes globales será la siguiente:
Q̄11 = Q11 c4 + Q22 s4 + 2 (Q12 + 2Q66 ) c2 s2
Q̄12 = Q12 c4 + s4 + (Q11 + Q22 − 4Q66 ) c2 s2
Q̄22 = Q11 s4 + Q22 c4 + 2 (Q12 + 2Q66 ) c2 s2
(15)
Q̄16 = (Q11 − Q12 − 2Q66 ) c3 s + (Q12 − Q22 + 2Q66 ) s3 c
Q̄26 = (Q11 − Q12 − 2Q66 ) s3 c + (Q12 − Q22 + 2Q66 ) c3 s
Q̄66 = (Q11 + Q22 − 2Q12 − 2Q66 ) c2 s2 + Q66 c4 + s4
Donde c = cosφ y s = senφ.
Las propiedades elásticas de una lámina pueden referenciarse en sistema de coordenadas globales x-y. La
relación deformación-tensión queda de la siguiente manera:


 
  1

ηxy,x  
v
− Eyxy
S̄11 S̄12 S̄16  σx 
 σx 
 εx 
Ex
Gxy
ηxy,y 
 vxy
1
σy
εy
σy
(16)
=  S̄21 S̄22 S̄26 
=  − Ex
Ey
Gxy 






ηx,xy
ηy,xy
1
τ
γxy
S̄61 S̄62 S̄66
τxy
xy
E
E
G
x
y
xy
Donde ηi,i,j y ηi,j,i son los coeficientes influencia de primer y segundo tipo. Los de primer tipo se definen
como la relación entre elongación y distorsión angular (cortante puro) y los de segundo tipo como la relación
entre distorsión angular y elongación (axil puro).
ηx,xy ≡
εx
γxv
ηy,xy ≡
y
γy
εx
γxy
≡
εy
εy
γxy
si
τxy 6= 0yσx = σy = 0
(17)
ηxy,x ≡
si
σx 6= 0 y
σy = τxy = 0
(18)
ηxy,y
si
σy 6= 0 y
σx = τxy = 0
(19)
Las ecuaciones completas queda:
Ex =
1
S̄11
=
E1 E
E
c4 + G 1 −2v12 c2 s2 + E1 s4
12
12
vx2 = − SS̄11
=
E
E
v12 (s4 +c4 )− 1+ E1 − G 1 c2 s2
12
2
E
E
c4 + σ 1 −2v12 c2 s2 + E1 s4
12
Ey =
1
S̄22
=
E
c4 + σ 2
12
vyx =
=
− S̄S̄21
22
1
S̄66
=
c4 +s4 +2
G
2 z12
1
=
sc
h
i
E
E
E
2+2v12 − G 1 c2 + −2v12 −2 E1 + G 1 s2
12
2
12
E
E
4c2 s2 1+2v12 + E1 +(n2 −m2 )2 G 1
S̄26
S̄66
12
=
h
i
E
E
E
sc 2+2v12 − G 1 s2 + −2v12 −2 E1 + G 1 c2
12
2
12
E
E
4c2 s2 1+2v12 + E1 +(n2 −m2 )2 G 1
=
h
i
E
E
E
sc 2+2v12 − G 1 c2 + −2v12 −2 E1 + G 1 s2
12
2
12
E
E
c4 + G 1 −2v12 c2 s2 + E1 s4
=
h
i
E
E
E
sc 2+2v12 − G 1 s2 + −2v12 −2 E1 + G 1 c2
2
12
12
E
E
s4 + G 1 −2v21 c2 s2 + E1 c4
2
1
4
ηxy,x =
E
1+ E2
1
12
Gxy =
ηy,xy =
2
E
v21 (s +c )−
− b 2 c2 s2
12
E
E
c4 + σ 2 −2v21 c2 s2 + E2 s4
=
S̄16
S̄66
2
E2
E
−2v21 c2 s2 + E2 s4
4
− S̄S̄12
22
ηx,xy =
2
S̄16
S̄11
12
1
ηxy,y =
G12
G
(1+2v12 )+2 E12 −1 c2 s2
S̄26
S̄22
12
2
12
2
Definimos dos criterios fundamentales de primer nivel:
Máxima resistencia: cuando alguno de los valores principales supera el valor máximo de resistencia.
Paralelepı́pedo rectangular en coordenadas σ1 − σ2 − τ12 .
Máxima elongación: tiene en cuenta el efecto de Poisson. Envolvente como paralelepı́pedo oblicuo.
El criterio de Tsai-Wu tiene en cuenta la interacción entre diferentes componentes de tensión. Vale para
combinaciones de carga mas allá de solicitaciones uniaxiales. La representación de este criterio corresponde
a un elipsoide en el plano σ1 − σ2 − τ12 . No permite distinguir tipos de fallo ni fase dominante en la fractura.
2
f∗
1
1
1
1
1
1
1
2
2
2
(20)
σ
+
σ
−
+
+
σ
−
σ
+
τ12
+ 2 √ T C12√ T c σ1 σ2 = 1
c
c
1
2
T
T
T
C
T
c
1
2
σ
σ
σ
σ
σ σ
σ σ
τS
1
1
2
2
1
1
2
2
18
12
σ1 σ1
σ2 σ2
3.3.
Rigidez equivalente del laminado.
3.3.1.
Concepto de laminado.
Definimos como laminado el proceso de apilado de láminas con diferentes orientaciones. Con el laminado
se aumenta el espesor y, por tanto, la inercia del material. Es posible obtener materiales cuasi-isótropos
combinando las orientaciones de las láminas.
Las orientaciones de las láminas se indican entre corchetes con respecto a un eje principal que suele ser el de
carga. Existen casos particulares:
Laminado simétrico: aquel que por cada capa en una orientación θ a una distancia +z del plano, tiene
otra en esa misma orientación a una distancia -z.
Laminado equilibrado o balanceado: aquel que tiene por cada capa en una orientación θ otra en orientación −θ. Las capas a 0o y 90o están por definición equilibradas.
Laminado antisimétrico: aquel que por cada capa en orientación θ a una distancia +z del plano, tiene
otra en orientación −θ a una distancia -z.
3.3.2.
Rigidez del laminado.
Se basa en la teorı́a clásica de placas, suponiendo un estado de tensión plana y que la deformación en z es
nula. Ası́ pues, las deformaciones extensionales y angulares son:
2 ρ
∂uo (x,y)
− z ∂ w∂x(x,y)
= εox (x, y) + zκx (x, y)
2
∂x
ρ
2 ρ
∂v (x,y)
− z ∂ w∂y(x,y)
= εey (x, y) + zκy (x, y)
2
∂y
2 e
∂v ρ (x,y)
∂uo (x,y)
(x,y)
o
≡ ∂x + ∂y − 2z ∂ w
= γxy
(x, y)
∂x∂y
εx (x, y, z) ≡
εy (x, y, z) ≡
γxy (x, y, z)
Siendo K la curvatura del laminado.

 
Q̄11
 σx 
σy
=  Q̄12


τxy
Q̄16
(21)
+ zKxy (x, y)


Q̄16  εox + zk κx 
εo + zk κy
Q̄26 

 oy
γxy + zk κxy
Q̄66
Q̄12
Q̄22
Q̄26
RH
RH
RH
Nx ≡ −2H σx dz ; Ny ≡ −2H σy dz ; Nxy ≡ −2H τxy dz
R H2
R 2H
RH 2
Mx ≡ −2H σx zdz ; My ≡ −2H σy zdz ; Mxy ≡ −2µ τxy zdz
2
Siendo N y M los esfuerzos en
laminado.

 o

 Nx  Z H2
 εx
εo
Ny
Qdz
=
H


 yo
−
2
γxy
Nxy
| {z }
A
2
(22)
(23)
2
el plano y los momentos torsores respectivamente a los que está sometido el


 o 




N
 κx  X
 εx  Z hk
 κx  Z hk
Qk
εo
κy
κy
dz + Qk
+
Qdz
zdz 
=



 yo  hk−1

 hk−1
−H
2
γxy
κxy
κxy
k=1
| {z }


Z
H
2
B


 o 


 o 




N
 Mx  Z H2
 εx  Z H2
 κx  X
 εx  Z hk
 κx  Z hk
Qk
εo
εo
My
κy
κy
zQdz
+
zdz + Qk
=
Qdz
=
z 2 dz 
H
H


 yo 


 yo  hk−1

 hk−1
−
−
γxy
Mxy
γxy
κyy
κy
k=1
| 2 {z }
| 2{z }
B
D
19
La matriz [A] se define como la matriz de rigidez plana. La matriz [D] determina la rigidez a flexión. La
matriz [B] define el acoplamiento entre ambas rigideces.
Aij =
N
X
Q̄ijk (hk − hk−1 )
k=1
N
Bij =
1X
Q̄ijk h2k − h2k−1
2
(24)
k=1
N
Dij =
1X
Q̄ijk h3k − h3k−1
3
k=1
En el caso de un laminado simétrico (mismas láminas con respecto a plano de simetrı́a) se tiene que [B] = 0.
Cuando se trata de un laminado balanceado (en el que por cada lámina a +θ existe otra a −θ) entonces
A16 = A26 = 0.
En laminados ortótropos (donde los planos de simetrı́a coinciden con las direcciones principales) se tiene
A16 = A26 = B16 = B26 = D16 = D26 = 0.
3.3.3.
Efectos a nivel de lámina.
Es necesario incluir las deformaciones inducidas por el efecto de la temperatura (∆T ) y del contenido de
humedad (∆h).

 
 

+ εTx + εhx   εmec
+ αx ∆T + βx ∆h 
 εx   εmec
x
x
εmec
+ αy ∆T + βy ∆h
εmec + εTy + εhy
εy
=
=
(25)
y

  ymec
  mec

T
h
γxy
γxy + αxy ∆T + βxy ∆h
γxy + εxy + εxy
20
Donde los coeficientes higrotérmicos en ejes globales se obtiene mediante las matrices de transformación.



 

 αx 
 α1   c2 α1 + s2 α2 
αy
α2
s2 α1 + c2 α2
= T−1
=
ε (θ)



 

αxy
0
2cs (α1 − α2 )
(26)



 

 βx 
 β1   c2 β1 + s2 β2 
βy
β2
s2 β1 + c2 β2
= T−1
=
ε (θ)



 

βxy
0
2cs (β1 − β2 )
Donde N ht
 hT
 Nx
N hT
 yhT
Nxy
Nmec
Mmec
=
A
B
B
D
ε0mec
κmec
−
εhT
κhT
=
A
B
B
D
ε0mec
κmec
−
NhT
MhT
y M ht son los esfuerzos y momentos higrotérmicos resultantes por unidad de longitud.





  T   h 

Z H2
 Z H2
 εx   εx 
 αx 
 βx 
 dz =
 dz
εhy
αy
βy
+
=
Q  εTy
Q ∆T
+ ∆h
H









T
−2
−H
2
αxy
βxy
εxy
εhxy
(27)
(28)






  T   h 

Z H2
 εx   εx 
 αx 
 βx 
 MxhT  Z H2
 zdz =
 zdz (29)
εT
εh
M hT
αy
βy
+
Q
Q ∆T
=
+ ∆h
H
 Ty   hy 



 yhT 

−
−H
2
2
αxy
βxy
εxy
εxy
Mxy
Problema importante en laminados no simétricos en las que variaciones de humedad y temperatura pueden
provocar alabeo.
21
4.
Procesos de fabricación.
4.1.
Procesos de fabricación por vı́a húmeda.
4.1.1.
Introducción.
Los procesos de fabricación por vı́a húmeda atienden a aquellos que utilizan los materiales constituyentes
(fibra seca y matriz) por separado. Se basan en la impregnación de resinas en estado lı́quido sobre preformas
de fibra seca y posterior consolidación. Son de gran interés en la industria debido a una reducción de costes
y mejore de la velocidad de producción.
Las etapas comunes que suceden en un proceso de fabricación de materiales compuestos de fibra larga son:
Figura 6: Proceso de fabricación de materiales compuestos de fibra larga.
Su clasificación en función del grado de automatización y del método de integración matriz-refuerzo se divide
en:
Procesos manuales o con
baja automatización
Procesos con integración ”in
situ”de refuerzo y matriz
suministrados por separado
4.1.2.
Laminación por vı́a húmeda
Procesos altamente
automatizados
-Devanado de filamentos
-Pultrusión
-Procesos de transferencia de resina
(RTM,RFI,etc.)
Parámetros de procesado.
Son tres los parámetros fundamentales del proceso:
Gradiente de presiones.
Viscosidad.
Permeabilidad.
El flujo de resina durante estos procesos se rige de acuerdo a la Ley de Darcy de fluidos a través de medios
porosos:





K
Kxy Kxz
 ux 
 ∂P/∂x 
1  xx
uy
∂P/∂y
Kyx Kyy Kyz 
=−
(30)




µ
uz
Kzx Kzy Kzz
∂P/∂z
22
El gradiente de presiones se trata de un parámetro externo del proceso. Normalmente en vacı́o o inyección
a presión controlada. Un aumento del gradiente lleva a una mayor velocidad de inyección.
La viscosidad es una propiedad de la resina indicativa de la fluidez de la misma dependiente de la temperatura y el grado de curado. Una mayor viscosidad reduce la velocidad de inyección.
La permeabilidad es una propiedad de la preforma de fibra seca, es indicativa de la capacidad de permitir
que un fluido la atraviese sin alterar la composición. Dos factores de los que depende la permeabilidad son
la tortuosidad y longitud de los canales. Generalmente la permeabilidad disminuye con el volumen de fibra
y con su desorientación.
rf2 (1 − Vf )3
(31)
K=
4k0
Vf2
4.1.3.
Procesos de vı́a húmeda.
El moldeo por contacto manual comprende la impregnación de un refuerzo con una resina lı́quida termoestable
que se va aplicando capa a capa (laminación) hasta conseguir el espesor deseado. Suele hacerse en molde
abierto con un curado a baja o alta temperatura mediante la aplicación o no de presión. Técnica mas simple
de fabricación.
Ventajas
Piezas grandes y complejas
Costes de materia prima bajos
Inversión inicial baja
Geometrı́as relativamente complejas
Desventajas
Productividad baja
Mano de obra cualificada
Propiedades no uniformes
Bajas propiedades mecánicas
El moldeo por bolsa de vacı́o obtiene piezas mediante un molde individual macho a hembra, de igual manera
que el moldeo manual. La principal diferencia es que la forma deseada se obtiene mediante una membrana
flexible, la cual sufre una presión uniforme externa que hace que está y la pieza encerrada se adapten al
molde al eliminar el aire encerrado. Las presiones creadas por el vacı́o son suficiente para eliminar poros
interiores, obtener una buena densificación y un control dimensional mas exacto que el que se consigue por
el método de moldeo por contacto manual.
Los elementos de un proceso de moldeo por bolsa de vacı́o son los siguientes, en orden de aplicación:
Agente de desmoldeo: separa los laminados curados de otros materiales favoreciendo la retirada sin
daños.
Colocación de fibras.
Separador o peel-ply: genera una superficie limpia y controlada en el laminado.
Sangrado o respirador: absorbe el exceso de resina y favorece una extracción homogénea del aire y una
distribución regular de la resina.
Sellante y bolsa de vacı́o: cierra la bolsa de vacı́o, la cual aplica presión.
Curado y desmoldeo.
Los procesos de infusión de resina inyectan resina a presión en un molde con refuerzo seco. Este proceso
atiende a diversas clasificaciones:
En función del molde: abierto (VARIM,VARTM) o cerrado (RTM).
En función del estado de la resina: catalizada (RTM) o inyección de los dos componentes por separado
(moldeo reactivo por inyección de refuerzo seco, S-RIM).
23
El moldeo por transferencia de resina (RTM) consiste en inyectar resina a presión en una preforma de fibra
seca que se encuentra dentro de un molde cerrado y sellado. Las superficies internas del molde, dentro del
cual se lleva a cabo el proceso de curado (generalmente a elevada temperatura), deben reflejar la forma final
de la pieza. El proceso está prácticamente limitado a resinas termoestables debido a viscosidad. El proceso
consta de los siguientes pasos: Preparación del molde, apilado de la preforma, inyección de resina, curado y
desmoldeo.
Requisitos de la resina
Baja viscosidad (1-10 Pa·s)
Importancia ciclo curado
Suficiente tiempo de gel
Formulaciones sin poscurado
Requisitos del refuerzo
Alta permeabilidad
Conformabilidad y compactación
El proceso presenta varias etapas de inyección, en primer lugar se produce la inyección de la matriz en un
molde con la mezcla adecuada de resina y catalizador. La evacuación del aire se produce durante el proceso
de inyección, que puede llevarse a cabo de diferentes maneras:
Inyección puntual: el punto de inyección está cerca de la zona central del molde.
Canal de distribución: por uno de los laterales.
Inyección periférica: la resina se distribuye a través de los laterales, permite un mayor flujo.
Junto a estas estrategias, pueden aplicarse otras distintas en función de la forma y tamaño del molde y la
dirección de inyección. Puede disminuirse el tiempo de inyección aumentando los canales de entrada.
Ventajas
Proceso versátil
Buen acabado superficial
Ciclos de modelos cortos
Buenas propiedades mecánicas
Desventajas
Inversión inicial elevada
Baja automatización
Productividad media
Desarrollo de preformas
El moldeo de resina asistido por vacı́o (VARIM/VARTM) emplea vacı́o únicamente durante las etapas de
impregnación y curado. La inyección de resina se produce por el diferencial de presiones creado por el vacı́o.
Las etapas son muy similares al proceso RTM: preparación del molde y la bolsa de vacı́o, impregnación,
curado y desmoldeo. Para este proceso se necesitan moldes menos rı́gidos que en RTM debido a las menores
presiones de inyección. Es fundamental la preparación de la bolsa de vacı́o, ya que necesita numerosos materiales auxiliares (malla de distribución resina) pues la mayorı́a de defectos aparecen durante la infiltración
de la resina. Esta última fluye de acuerdo a la Ley de Darcy siendo la velocidad menor cuanto mas lejos se
esté del frente de resina.
Durante el proceso Resin Film Infusion (RFI) se emplea una secuencia de fibra seca junto con una pelı́cula
polı́merica. Se necesita de calor para que la pelı́cula fluya e impregne el refuerzo. Emplea bolsas de vacı́o
para curado. Se suele emplear para la fabricación de piezas grandes como pieles o rigidizadores.
El proceso de fabricación de bobinado de filamentos (Filament Winding) consiste en el enrollamiento o
bobinado de filamentos básicos que no son más que una serie continua de fibras impregnadas de resina
que se enrolla sobre un mandril para formar la pieza. Se añaden capas sucesivas en ángulos tanto iguales
como diferentes hasta que se alcanza el espesor deseado. Tanto el mandril como el aplicador pueden rotar,
siendo lo más normal que lo haga el primero. Con este método pueden fabricarse piezas de un amplio rango
de diámetros siendo las únicas restricciones de tamaño aquellas impuestas por el equipo. Pueden utilizarse
distintos patrones de bobinado:
Bobinado circunferencial o radial: fibras enrolladas perpendicularmente al eje del mandril, adecuada
para tensiones circunferenciales.
24
Bobinado helicoidal axial o longitudinal: resiste mejor las tensiones longitudinales dada la componente
axial de las fibras.
Enrollamiento polar: el recorrido de las fibras es tangente a la abertura polar en un extremo de la vasija
y tangente a la cara opuesta de la abertura polar en el otro extremo formando un plano de simetrı́a a
través de la pieza. Utilizado para enrollar formas esféricas.
Para este proceso son necesarias resinas con valores de viscosidad lo suficientemente bajos para asegurar una
correcta impregnación de las mechas y lo suficientemente altos para que no produzcan goteo o migración en
el mandril (0,35-0,15 Pa·s).
Ventajas
Coste relativamente bajo
Alta productividad
Alta reproducibilidad
Idóneo para prestaciones
a altas presiones
4.2.
Desventajas
Mala terminación superficial
Control de viscosidad y tiempo
Poca versatilidad geométrica
Dificultad para curvaturas inversas
Procesos de fabricación por vı́a seca.
4.2.1.
Introducción.
Los procesos de fabricación por vı́a seca parten de productos de fibra con matriz polimérica incorporada en
un estado de pre-polimerización (semielaborados), llamados preimpregnados.
Su clasificación en función del grado de automatización y del método de integración matriz-refuerzo se divide
en:
Procesos manuales o con
baja automatización
Procesos a partir de matriz
y refuerzo integrados
como producto comercial.
4.2.2.
Laminación con preimpregnados
Procesos altamente
automatizados
-Moldeo de preelaborados
(SMC,BMC)
-Encintado y posicionado
automatizados
Caracterı́sticas de preimpregnados.
Los preimpregnados son aquellos materiales generalmente fibrosos que incorporan resinas activadas con el
catalizador, listas para ser empleadas. Suelen ser resinas epoxı́dicas o fenólicas que se almacenan a temperaturas del orden de -10o a -20o para ralentizar el proceso de curado. Por tanto se utilizan en estado B,
catalizadas pero sin llegar a gelificar. Algunas de las caracterı́sticas de los preimpregnados son las siguientes:
Se suelen suministrar en forma de rollos con una pelı́cula protectora que evita tanto el pegado entre
capas como la acumulación de suciedad.
Tienen un tiempo de vida a temperatura ambiente tı́picamente entre 10 y 60 dı́as, mientras que en
congelación puede ser de 6 meses a 1 año.
Se suelen descongelar lentamente intentando que no adquieran humedad.
Son de media o baja densidad y se suelen procesar mediante autoclave.
Por otro lado, los preimpregnados presentan diversas caracterı́sticas fı́sicas propia:
Tack o pegajosidad: es una medida de la capacidad de adherencia de una capa preimpregnada al molde
u otra adyacente. Depende de la viscosidad.
25
Drape o conformabilidad: es una medida de la capacidad para ajustarse a una superficie. Las cintas
UD son menos conformables que los tejidos y, dentro de estos, el satin (XHS) es más conformable que
el basket y este, a su vez, que los plain wave.
Flow o flujo: capacidad de fluir de una resina durante el proceso de curado. Afecta a la capacidad que
tiene para unir capas y expulsar volátiles.
Tiempo de gel: tiempo que transcurre hasta que la resina alcanza el punto de gelificación. Clave para
determinar la vida útil de un preimpregnado a las temperaturas de procesado.
4.2.3.
Fabricación de preimpregnados.
Mediante el método directo, la resina se calandra en forma de pelı́cula. Posteriormente, se hacen pasar las
fibras y se aplica tensión y temperatura para que la resina fluya e impregne el refuerzo. Seguidamente se
enfrı́a y se bobina el preimpregnado. Por último, se recubre con una pelı́cula protectora y se almacena a baja
temperatura.
Por otro lado, el método del disolvente hace pasar a las fibras a través de un colimador sumergiéndolas en un
baño de resina catalizada con disolvente. Posteriormente, la cinta de preimpregnado se lleva a una cámara
de secado en caliente para eliminar el disolvente sobrante. Se cura ligeramente y se bobina.
Los preimpregnados pueden presentarse en forma de cintas unidireccionales y tejidos:
Los tejidos presentan mayores espesores.
La rigidez media de las cintas unidireccionales es considerablemente mayor a la de los tejidos.
Mayor conformabilidad en curvatura para los tejidos.
Los tejidos requieren una orientación menos precisa en el apilado, acelerando el proceso.
La cinta unidireccional tiene menor anchura media que el tejido debido a su menor conformabilidad
(0.3-0.6 mm frente a 1.2-1,7 mm).
Ventajas
Baja cantidad de volátiles
Formulación y relación
fibra/resina ajustadas
Facilidad de manipulación
Procesos automatizados
4.2.4.
Desventajas
Costes de almacenamiento elevados
Tiempo de almacenamiento
Procesos con autoclave costosos
Procesos por vı́a seca.
Debe tenerse en cuenta la zona de almacenamiento:
Almacén en frió para preimpegnados y a temperatura ambiente para materiales auxiliares.
Taller para preparación de utillaje, autoclave, etc.
Zona de laminación donde se realizará el corte de preimpegnados y los procesos de apilamiento de
láminas y bolsa de vacı́o. Control estricto de temperatura.
Los preimpregnados requieren de condiciones especiales de almacenamiento:
Deben almacenarse a bajas temperaturas para retrasar la polimerización.
Congelados aguantan unos 12 meses, mientras que a temperatura ambiente unas 400-500 horas.
26
Se almacenan en bolsas de polietileno selladas herméticamente para evitar humedades.
Deben atemperarse hasta alcanzar la temperatura de procesado para su uso, el sobrante se congela de
nuevo.
Similares a los procesos por vı́a húmeda:
Figura 7: Proceso de fabricación de materiales compuestos por vı́a seca.
Los procesos de apilado manual (hand lay-up) se emplean en procesos de fabricación de piezas pequeñas
con gran complejidad geométrica. Pueden ser procesos manuales, asistidos, usar maquinas CN con çaı́da”de
material o máquinas CN con cabezal de posicionado. Se sigue un proceso común consistente del corte de
telas, el posicionamiento de las capas y la consolidación o curado en bolsa de vacı́o.
El proceso de encintando automático o ATL emplea cinta de fibra de carbono unidireccional preimpregnada
en epoxi que se aplica sobre papel forro con anchuras tı́pica de 75, 150 y 300 mm. Las aplicaciones de contorno
usan anchuras de 75 y 150 mm mientras que en las aplicaciones planas son de 150 y 300 mm. El material del
rollo se carga en el cabezal, que hace los cortes necesarios y separa el soporte plástico de la cinta mientras la
aplica con fuerza sobre el molde. Influyen en la velocidad de laminado factores como la anchura de la cinta,
las orientaciones, la curvatura de la superficie, el número de refuerzos, etc. La máquina suele estar montada
sobre un pórtico de 4 o 5 ejes.
El conformado en caliente suele emplearse como proceso complementario para fabricar perfiles de diferentes
formas a partir de laminados.
El posicionamiento automático de fibras (AFP) combina caracterı́sticas del ATL y el bobinado de filamentos.
Permite fabricar piezas de elevada curvatura tanto cóncavas como convexas. En este proceso, el material se
deposita sin tensión sobre el útil. Se utilizan mechas de fibra de carbono preimpregnadas con resina de entre
3 y 6 mm de anchura. Se depositan por la máquina de posicionamiento automático a un ritmo de entre 12 a
32 mechas por pasada. Las mechas se colocan mediante un cabezal que puede girar 360o y esta provisto de un
sistema de compactación y calentamiento. El sistema suele tener hasta 7 ejes de movimiento (x,y,z, 3 ejes del
cabezal y un eje de rotación del mandril) necesarios para asegurar que el cabezal permanece perpendicular
a la superficie y está controlado por CNC.
ATL
Alta inversión inicial y
bajo coste de mano de obra
Bajo desperdicio de material
Piezas planas o poca curvatura
Productividad alta
AFP
Muy alta inversión inicial y
bajo coste de mano de obra
Muy bajo desperdicio de material
Piezas de elevada curvatura
Productividad muy alta
27
4.2.5.
Proceso de curado. Autoclave.
En algunos casos es necesario aplicar presiones elevadas para una compresión y curado adecuados en piezas
complejas. Para ello se emplean autoclaves: cámaras cilı́ndricas construidas para soportar presiones elevadas y
que incorporan un sistema de calentamiento controlado para adecuar la temperatura en base al proceso d curado y postcurado. Se obtienen piezas de elevada calidad (baja porosidad) pero induce un coste muy elevado.
El ciclo de curado requiere de la aplicación de temperatura y presión ya sea mediante una única rampa de
calentamiento o con dos, empleando la primera para la eliminación de volátiles.
Otras alternativas al autoclave son:
Prensando en caliente: permite obtener piezas con elevada compactación. Muy útil para eliminación
de volátiles pero limita las geometrı́as.
Estufas convencionales: muy competitivas en coste pero las piezas finales presentan elevada porosidad
dada la aplicación de vacı́o solamente.
Durante el proceso de curado pueden aparecer tensiones residuales que causen distorsiones o el microagrietamiento de la matriz llevando a un fallo prematuro del material. Existen varios métodos para eliminar estos
defectos:
Laminados simétricos y equilibrados. La desorientación puede agravar el problema.
Uso de moldes con bajo CTE.
Uso de resinas más tenaces y fibras de menor módulo.
Velocidades de calentamiento lentas, etapas isotermas intermedias y enfriamientos lentos.
28
5.
Uniones en materiales compuestos.
5.1.
Uniones adhesivas.
5.1.1.
Definición.
Se entiende como adhesivo aquella sustancia que, aplicada entre las superficies de dos materiales, permite
la unión entre los mismos. A los materiales que se pretende unir se les denomina sustratos o adherentes. El
conjunto de interacciones fı́sico-quı́micas que tiene lugar se denomina adhesión.
5.1.2.
Aspectos que influyen en la calidad de la unión adhesiva.
Existen distintos aspectos que influyen en la calidad de la unión adhesiva. Por parte del adherente debe
tenerse en cuenta la calidad superficial, definida por la limpieza y rugosidad superficial. En lo referente al
adhesivo, debemos enfocarnos en la mojabilidad caracterizada por la reologı́a y su tensión superficial. Por
último, debe considerarse la interacción quı́mica entre ambos elementos.
A modo de resumen, los principales aspectos a tener en cuenta son:
Control y preparación superficial.
Composición quı́mica del adhesivo.
Posicionamiento del adhesivo.
Ajuste de la pieza y utillaje.
Proceso de curado.
5.1.3.
Tipos de carga.
Las uniones adhesivas pueden estar sometidas a distintos tipos de carga como pueden ser esfuerzos de cizalla,
tracción/compresión, flexión o torsión. Suelen presentar muy buenas propiedades a cortadura, especialmente
comparadas con las que tienen a pelado o tracción.
5.1.4.
Modos de fallo.
La unión adhesiva puede fallar dentro del propio adhesivo (fallo cohesivo), en la intercara entre adhesivo y
sustrato (fallo adhesivo) o bien en el propio sustrato si se exceden los esfuerzos admisibles por el mismo.
De todos ellos, el fallo adhesivo no es aceptable pues indica una mala interacción entre sustrato y adhesivo.
Generalmente se busca el fallo cohesivo.
5.1.5.
Tipos de adhesivos.
Adhesivos epoxi: amplia variedad de formulaciones. Posibilidad de elegir la más apropiada para cada
aplicación: temperatura de curado, propiedades mecánicas, temperatura en servicio, viscosidad, tiempo
de gel, etc. Muy usados en la industria aeronáutica debido al amplio rango de temperatura de servicio,
buena resistencia de la unión y durabilidad.
Cianocrilatos: adhesivos monocomponentes con elevada velocidad de curado a temperatura ambiente.
Numerosas opciones con diferentes viscosidad y aditivos para mejorar su fragilidad y para aplicaciones
alternativas. Entre sus desventajas presentan fragilidad, baja resistencia a pelado y elevado coste.
Anaeróbicos: poliésteres acrı́licos. Se mantienen lı́quidos cuando están expuestos al aire. Pueden ser
empleados en la unión de numerosas superficies incluso con poca preparación superficial. Su curado es
mas lento si no se añaden aditivos o temperatura y presenta ciertos inconvenientes como toxicidad o
inflamabilidad.
29
Siliconas: curan a partir de la humedad ambiente pudiendo unir muy diferentes tipos de materiales.
Buena capacidad de sellado y cierta flexibilidad. Su resistencia mecánica no es muy elevada y su
velocidad de curado relativamente lenta.
Termofusibles: resinas termoplásticas sólidas a temperatura ambiente que funden a una determinada
temperatura (100-150o C). Buena capacidad de sellado pero temperatura de uso muy limitada.
Se pueden encontrar habitualmente en dos formas: films y adhesivo en pasta bicomponente de curado a
temperatura ambiente o a elevada temperatura. Los adhesivos en forma de film son muy empleados en
industria aeronáutica y se caracterizan por ser sólidos a temperatura ambiente. Tienen una elevada resistencia
mecánica y excelente control del espesor. Necesitan del almacenamiento a baja temperatura.
5.1.6.
Preparación superficial.
Es el paso previo a la aplicación del adhesivo. Se trata de un paso básico y de gran importancia, pues no
solo tiene efecto sobre la resistencia de la unión sino también sobre su durabilidad. Deben tenerse en cuenta
los siguientes efectos:
Desbaste superficial: evita superficies pulidas.
Complejidad adicional lijado/desbaste: posibilidad de daño de las fibras.
Limpieza: evita suciedad superficial.
Absorción de humedad: los laminados compuestos deben secarse antes de la aplicación del adhesivo.
Tratamiento con Peel-ply: capa de tejido pelable que se coloca como última capa del laminado. Su
separación antes de la aplicación del adhesivo incrementa la rugosidad de la superficie completamente
limpia favoreciendo la adhesión.
Operaciones de lijado: pueden dañar la fibra, importante controlar los parámetros del proceso.
5.1.7.
Ventajas y desventajas.
Ventajas
Distribución más uniforme
de tensiones
No hay corrosión galvánica
Ligereza
Buena calidad superficial
5.2.
Desventajas
Unión permanente
Preparación superficial
Durabilidad
Dificultad de inspección
Uniones mecánicas.
5.2.1.
Definición.
Las uniones mecánicas emplean remaches, tornillos o ajustes por interferencia para producir la unión de dos
elementos mediante un par de apriete.
5.2.2.
Modos de fallo y criterios de diseño.
Los principales modos de fallo son:
Por aplastamiento: avance del remache sobre el laminado. Aparece cuando la distancia entre remaches
o al borde es muy alta. 40 % de las capas a ±45 y un 10 % en la dirección de la carga.
Por tracción: se produce por la rotura del laminado. Ocurre cuando la distancia entre remaches o al
borde es muy pequeña. 25 % en la dirección de la carga, en caso de tracción o compresión pura aumenta
al 50 % de las capas.
30
Cortadura: rotura catastrófica, preferible aplastamiento. 10 % en la dirección perpendicular de la carga
y 40 % a ± 45.
Por el propio remache.
Pueden darse combinaciones de los tipos de fallo.
5.2.3.
Eficiencia de las uniones.
Entendemos la eficiencia de unión como la relación entre la carga máxima que puede soportar la unión y
la carga que soportarı́a el material bruto. Se observa que para materiales compuestos la máxima eficiencia
es del 40 % mientras que para materiales dúctiles es mucho mayor. Esto se ve compensado por la excelente
resistencia a fatiga de los compuestos.
5.2.4.
Ventajas y desventajas.
Ventajas
Bajo coste
Uniones no permanentes
Preparación superficial
Buen rendimiento en servicio
5.3.
Desventajas
No son sellantes
Corrosión galvánica
Concentradores de tensión
Elevado peso
Métodos de integración.
5.3.1.
Métodos alternativos de integración de estructuras de material compuesto.
Unión secundaria: mismo método que el empleado en cualquier otro tipo de material. Adhesivo aplicado
para unir ambas piezas previamente fabricadas. Sustratos previamente curados.
Co-pegado: el curado se produce a la vez que el de alguna de las piezas a unir, teniendo en cuenta que
al menos una, debe estar previamente curada. Un sustrato curado y el otro no.
Co-curado: el curado del laminado de todas las piezas y la unión ocurre simultáneamente. Los dos
sustratos están sin curar (en fresco).
5.3.2.
Estructuras co-pegadas.
Su principal ventaja es la reducción de incompatibilidades entre procesos de curado de los diferente sustratos
ya que uno se encuentra previamente curado. Requieren preparación superficial del sustrato ya curado y
suelen emplear un adhesivo adicional, aumentando el peso.
5.3.3.
Estructuras co-curadas.
El diseño de la unión se realiza para curar ı́ntegramente ambas partes a la vez. Mayor reducción de costes de
ensamblaje y operaciones de procesado. Posible cuando todas las partes están hechas de material compuesto
de matriz polimérica.
Ventajas
Menor requisito de remaches
Reducción del número de piezas
Reducción de problemas de ajuste
Desventajas
Problemas de spring-back
Utillaje
Posibles incompatibilidades de resina
31
5.4.
Reparaciones.
5.4.1.
Fundamentos.
El proceso seguido durante una reparación sigue el siguiente orden: Inspección del daño, eliminación del
material dañado, tratamiento del material contaminado, preparación de la región a reparar, reparación con
parche encolado o remachado, inspección de la reparación y acabado superficial.
5.4.2.
Reparaciones pegadas.
Requieren de un proceso posterior compatible con el preimpregnado que se usa para reparar. Las más tı́picas
son las soft patch repair, cuya principal desventaja es la cantidad de materiales auxiliares necesarios y las
condiciones de temperatura y vacı́o a las que debe llevarse a cabo.
5.4.3.
Reparaciones remachadas.
Preferibles sobre las pegadas dada su sencillez y fiabilidad. Tienen problemas con las cargas de aplastamiento
introducidas por los remaches, por lo que requieren un diseño especı́fico que las soporte.
32
6.
Utillaje y operaciones auxiliares.
6.1.
Consideraciones generales.
6.1.1.
Funciones del utillaje.
Las principales funciones del utillaje son transferir el calor y la presión al laminado durante el curado y
conformar y dimensionar de forma precisa la pieza.
El diseño del utillaje también condiciona la transferencia de calor y las velocidades de calentamiento de
los laminados mediante materiales de elevada conductividad térmica, que ayudan a transferir el calor más
rápidamente y favorecen una homogeneización de la temperatura; y conductos de flujo de gas diseñados para
calentamientos más rápidos.
En resumen, el utillaje se entiende como todo el conjunto de útiles o instrumentos utilizados en la producción
del material compuesto, incluyendo los materiales auxiliares.
6.1.2.
Consideraciones para el diseño y selección del utillaje.
Tipo de proceso
• Tipo de molde
• Temperatura y presión de curado
• Accesorios
Productividad y costes
• Número de piezas y/o conjuntos a fabricar
• Almacenamiento y operación
• Costes, suministradoras
Requisitos estructurales
• Rigidez y resistencia
• Capacidad calorı́fica y conductividad térmica
• CTE, etc.
Tolerancias
• Exigencias dimensionales de la pieza
6.1.3.
Criterios de selección.
Estabilidad dimensional (hasta 180o C): las tolerancias geométricas de la pieza final corresponderán con
las del útil durante el curado.
• Mı́nima diferencia de dilatación entre útil y pieza: evita esfuerzos residuales y distorsiones geométricas.
• Libre dilatación térmica de los elementos a curar: facilita el encolado de los componentes.
• Absorber la disminución de espesores en el caso de moldes cerrados.
Resistentes e indeformables bajo presiones hidrostáticas de hasta 1 MPa.
Ligeros: han de ser transportados durante el proceso.
Reparto uniforme de presiones.
33
Acabado superficial del útil en aquellas zonas de contacto directo con el material compuesto: condición
importante en el caso de superficies aerodinámicas.
Excelentes condiciones de estanqueidad.
Facilitar tareas de laminado y desmoldeo.
Prolongado tiempo de servicio con mı́nimo mantenimiento.
6.2.
Materiales para el utillaje.
Los materiales más comunes son invar, acero, aluminio, nı́quel (electroconformado), materiales compuestos
(CFRP), siliconas, etc.
6.3.
Tipos de moldes.
Útil macho
• Más común, bajo precio.
• Bajo coste de montaje de capas.
• Control superficial en una sola cara.
• Problemas en radios pequeños.
Útil hembra
• Alto coste montaje de capas.
• Problemas de puenteo y descuelgue de resina en radios pequeños.
• Control superficial en una sola cara.
útil macho-hembra
• Mejor control de espesores.
• Caro.
• Moderado coste de montaje de capas.
• Alta precisión y libertad de desplazamiento durante el proceso.
• Buena terminación superficial en ambas caras.
Hacer una piel mediante un molde exterior (OML) permite obtener partes con un acabado superficial exterior
muy suave. Si la pieza va a ser ensamblada a una subestructura emplear un molde interior (IML) permite
una mejor fijación con huecos más pequeños. Es más fácil aplicar capas en útiles macho que hembra.
Los moldes suelen estar fabricados en aluminio por su ligereza y facilidad de mecanizado. Puede situarse
un número determinado de bloques de aluminio en una placa de aluminio grande para ahorrar numerosos
procesos. Otro ejemplo es el utillaje adaptado, donde todas las superficies presentan acabado útil.
6.3.1.
Factores de corrección por diferencias en el CTE.
Debido a la expansión que tienen muchos útiles, mayor que la de la fibra de carbono/epoxi, es necesario
corregir el tamaño de los mismos para compensar diferencias en la expansión térmica.
34
6.3.2.
Corrección del efecto de spring-in
Otra corrección necesaria para el utillaje de piezas complejas es el spring-in. Cuando una placa de metal es
conformada a temperatura ambiente normalmente presenta un efecto de apertura o spring back al dejar de
ser conformado, para ello suele sobreestimarse el ángulo de las piezas. Para materiales compuestos ocurre el
efecto opuesto, pues tienden a cerrarse durante el curado.
6.3.3.
Estrategias empleadas para evitar tensiones asociadas a la contracción.
El enfriamiento después del curado puede causar problemas por contracción a diferente ratio del utillaje
y la pieza. En el caso del aluminio (alto CTE) puede llevar a la rotura de capas o delaminaciones. Suelen
emplearse pines de teflón para prevenir el daño o puede optarse por incorporar un hueco debajo para permitir
el desmoldeo de la pieza evitando posibles roturas de capa durante el enfriamiento.
6.3.4.
Subestructuras.
Normalmente se requiere una subestructura para soportar el útil que está en contacto con la pieza. El diseño
de esta es importante ya que puede afectar el flujo de gas durante el curado en autoclave. En general cuanto
más abierta, más flujo permite y mayor es la velocidad de calentamiento.
6.4.
Mecanización.
La mecanización durante el cual se emplea una herramienta de corte para separar el exceso de material de
una pieza de trabajo de manera que el material remanente sea la forma deseada. La acción predominante es
una deformación cortante que provoca un cambio de volumen. Este proceso generalmente se aplica después
de otros produciendo al geometrı́a final en dimensiones y acabado.
6.4.1.
Tipos de operaciones.
Torneado (inusual)
Fresado
Taladrado
Las operaciones más comunes son aquellas que únicamente implican operaciones de terminación/acabado
como el taladrado, fresado (planeado y perfilado) o recanteado.
Existen otros procesos menos convencionales que no se basan en el arranque de viruta por deformación
cortante:
Corte por láser: limitado por la temperatura.
Corte mediante chorro de agua abrasivo: excelentes resultados en CFRP.
6.4.2.
Principales problemas.
Coexistencia de un material blando y otro duro: depende de las fibras.
Anisotropı́a: puede ser fácilmente mecanizado en un sentido pero no en el otro. Depende de la orientación de las fibras.
Posibles daños en el material: inducción de delaminaciones y degradación o quemado de la matriz.
35
6.4.3.
Consideraciones.
En los materiales compuestos de matriz polimérica se evita el uso de fluidos de corte como la taladrina, para
ello se proponen diversas soluciones:
Mecanizado en seco: problemas de altas temperaturas, refrigeración con aire a presión.
Aparición de microgrietas especialmente durante el taladrado. Incorporación de fibras de vidrio como
última capa como solución.
Sistemas de aspiración de viruta.
6.4.4.
Tipos de herramienta.
Las principales consideraciones son el desgaste de la herramienta, el choque térmico, la resistencia y tenacidad
y la dureza. Se prefieren filos puntiagudos para disipación de viruta y calor.
Acero rápido (no recomendable)
Metal duro
Carburos
Diamante
36
7.
Calidad y ensayos no destructivos.
7.1.
Defectologı́a en materiales compuestos.
Las técnicas tradicionales de ensayos no destructivos aplicadas a materiales compuestos se basan en la detección de daño o defectos.
Estos suelen originarse durante los procesos de fabricación o son intrı́nsecos a los materiales constituyentes.
Entre ellos se encuentran: burbujas de aire, poros, ampollas, desalineamiento de fibras/tejidos o/y arrugas,
fallos de fibras, agrietamiento de matriz, zonas ricas o pobres de resina, separaciones de láminas y delaminaciones o aspectos como fallos de unión entre núcleos y pieles, fallos de núcleos por cizalla o colapso, etc.
También pueden tener su origen durante la vida en servicio del material, como es el caso del daño originado
durante impactos (tanto visibles externamente como internos), por envejecimiento (acumulación de humedad,
deterioro en periodos prolongados de servicio,etc.). La acción de estos factores externos puede ocasionar
delaminaciones, agrietamientos de la matriz, despegue de fibra y matriz y rotura de fibra.
7.1.1.
Tipologı́a de defectos.
La detección de defectos no puede realizarse mediante técnicas convencionales:
Los materiales compuestos son heterogéneos y anisótropos a escala macroscópica y microscópica (ruido
que enmascara la señal de los defectos intrı́nsecos).
La geometrı́a de las piezas es muy compleja y a menudo de limitado acceso.
La mayorı́a de métodos de ensayo no destructivos se basan en los métodos desarrollados para metales
y no están adecuados a los materiales compuestos.
Al estar constituidos por componentes frágiles, el tamaño crı́tico de los defectos es mucho menor.
La tipologı́a de los defectos y mecanismos de rotura son más complejos.
7.1.2.
Tamaño crı́tico del defecto vs tamaño mı́nimo detectable.
El objetivo de las técnicas de ensayo no destructivo es detectar el tamaño de grieta más pequeño posible y
anticipar el fallo de la estructura. En ese sentido se define como tamaño crı́tico del defecto aquel a partir de
cual no se garantiza la vida segura de la estructura.
7.2.
Ensayos no destructivos.
7.2.1.
Técnicas de inspección visual.
El método mas simple y económico a la par que subjetivo son las técnicas de inspección visual:
Materiales compuestos translúcidos: la inspección por luz transmitida permite detectar poros, delaminaciones, inclusiones, despegue de fibra...
Materiales compuestos no translúcidos: solo sirve para detectar defectos superficiales como desencolados, grietas o delaminaciones en superficie.
Otro métodos afines a los anteriores son:
Inspección por lı́quidos penetrantes: pueden indicar zonas donde existen grietas y zonas de estudio mas
detallado.
Pintura de macrocápsulas colorantes: se abren al aplastarse y marcan la zona de daño.
37
7.2.2.
Ultrasonidos..
Se basan en el análisis de la propagación del sonido en el material compuesto.
La inspección sónica de percusión consiste en detectar la diferencia de timbre del sonido resultante de golpear
la superficie con defecto y la zona no dañada a su alrededor, pueden detectarse con suaves golpes defectos
como delaminaciones y cambios de espesor. Este método esta sujeto a la experiencia del operador, aunque
actualmente se emplean procesos semiautomáticos que ayudan en la detección. Los defectos que pueden
detectarse son delaminaciones en laminados de pequeño espesor o en capas superficiales, desencolados entre
núcleos y revestimientos, áreas ricas y pobres en resina y determinar la extensión del daño.
Los ultrasonidos son ondas sonoras o acústicas cuya frecuencia esta por encima del lı́mite de audición del oı́do
humano, entre 20 kHz y 100Mhz. Estas ondas penetran en el material y excitan su estructura ocasionado un
fenómeno de vibración y transmisión de ondas mecánicas. El pulso se propaga a través del material hasta que
un cambio de impedancia acústica (Z) provoca que sea reflejado o se atenué. Pueden aplicarse dos métodos
en la detección mediante ultrasonidos: el de reflexión o pulso-eco y el de transmisión.
Para la detección mediante el método de reflexión o pulso-eco se utiliza un único sensor que actúa como emisor
y receptor de la señal ultrasónica en un palpador que se mueve manualmente por la pieza, permitiendo medir
tiempos y por lo tanto la profundidad de los defectos. Se usa para detectar delaminaciones en laminados de
poco espesor y requiere de un lı́quido de acoplamiento como medio transmisor. Debe tenerse en cuenta que
si el defecto está muy próximo a las caras exteriores del laminado puede quedar enmascarado. La detección
de defectos se representa de la siguiente manera:
Delaminación: la señal receptora disminuye considerablemente, incluso llegando a desaparecer si el
defectos es muy grande.
Porosidad: se detecta como ruido entre la señal de entrada y la de salida.
En el método de transmisión se tiene un emisor de haz ultrasónico enfrentando a un transductor receptor
que recibe la onda ultrasónica, uno a cada lado de la pieza. La atenuación de la onda es baja por lo que es
ideal para materiales con alta porosidad o elevados espesores. La energı́a transmitida es de 2 a 3 veces mayor
que en otros sistemas. Este método no permite determinar a que profundidad se encuentra el daño y es poco
sensible a contaminantes.
Los ultrasonidos también pueden aplicarse para monitorizar el curado de la resina durante el proceso de
fabricación, además de la detección de porosidad o defectos en servicio mencionados anteriormente.
7.2.3.
Emisión acústica.
Las técnicas de emisión acústica (AE) se basan en la detección de ondas elásticas transitorias liberadas en el
interior de un material sometido a un estado de tensión. Cualquier mecanismo de fractura o fenómenos de
deformación puede actuar como fuente. Los fenómenos de iniciación y crecimiento de grietas (agrietamiento
de la resina, fractura de la fibra, delaminación) producen disipación de energı́a elástica en forma de ondas
acústicas.
7.2.4.
Termografı́a infrarroja.
Se basa en el empleo de una fuente calorı́fica para detectar las variaciones de radiación infrarroja (IR) emitidas
por los defectos, poros u otras anomalı́as sub-superficiales que absorben energı́a térmica de manera diferente
al resto del material. Con la seña obtenida se construyen mapas de gradiente térmicos de la superficie.
7.2.5.
Radiografı́a.
Basada en la diferente capacidad de absorción de los materiales en función del número atómico de los
elementos y compuestos constituyentes. La imagen se forma por diferencia de contraste.
38
7.2.6.
Tomografı́a.
Se basa en la reconstrucción asistida por ordenador de la microestructura tridimensional de un material a
partir de radiografı́as asistidas adquiridas desde distintos ángulos.
7.3.
Calidad y certificación.
Definimos la calidad como el conjunto de propiedades inherentes a una cosa que permite caracterizarla y
valorarla con respecto a las restantes de su especie. Un plan de calidad es un conjunto de acciones planificadas
y documentadas que aseguran que se cumple con los requisitos especificados por el cliente. Es necesario
asegurar frente al organismo certificados los siguientes aspectos:
Control de diseño.
Control de materia prima.
Control de proceso.
Control de instalaciones de fabricación.
Control del producto final.
Definimos como certificación la validación del diseño estructural y garantización de la integridad del sistema
durante su vida en servicio. Es necesario hacer ensayos desde nivel de probeta hasta escala 1:1 en componentes
aeronáuticos.
7.3.1.
Certificación de materiales compuestos. Estructuras aeronáuticas.
Los admisibles de diseño son los valores mı́nimos de propiedades mecánicas que deben cumplir los componentes durante su vida en servicio sin que se produzca el fallo crı́tico. Dos bases para el cálculo de estos
valores son:
Valor de diseño base A: aquel valor de la propiedad considerada tal que, al menos el 99 % de la población
de valores, sea igual o superior a él con un nivel de confianza del 95 %.
Valor de diseño base B: aquel valor de la propiedad considerada tal que, al menos el 90 % de la población
de valores, sea igual o superior a él con un nivel de confianza del 95 %.
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