desarrollo del proceso de fabricaciÓn por doble...
TRANSCRIPT
UNIVERSIDAD METROPOLITANA FACULTAD DE INGENIERÍA ESCUELA DE INGENIERÍA MECÁNICA
DESARROLLO DEL PROCESO DE FABRICACIÓN POR DOBLE CAPA (“TWIN SHEET”) REFORZADO CON TEJIDOS FIBROSOS, PARA LA
CONSTRUCCIÓN DE COMPONENTES DE INTERIORES DE AVIONES.
Leopoldo L. Pérez Barnola
Tutor académico: Prof. Frank Pietersz
Tutor industrial: Ing. Ronny Dehmel
Caracas, Marzo 2002
DERECHO DE AUTOR
Cedo a la Universidad Metropolitana el derecho de reproducir y
difundir el presente trabajo, con las únicas limitaciones que establece la
legislación vigente en materia de derecho de autor.
En la ciudad de Caracas, a los 15 días del mes de abril de 2002.
_______________________________
Leopoldo L. Pérez Barnola
APROBACIÓN
Considero que el Proyecto industrial titulado:
DESARROLLO DEL PROCESO DE FABRICACIÓN POR DOBLE CAPA (“TWIN SHEET”) REFORZADO CON TEJIDOS FIBROSOS, PARA LA
CONSTRUCCIÓN DE COMPONENTES DE INTERIORES DE AVIONES.
Elaborado por el ciudadano:
LEOPOLDO L. PÉREZ BARNOLA
Para optar al título de:
INGENIERO MECÁNICO
Reúne los requisitos exigidos por la Escuela de Ingeniería Mecánica
de la Universidad Metropolitana, y tiene méritos suficientes como para ser
sometido a la presentación y evaluación exhaustiva por parte del jurado
examinador que se designe.
En Alemania, a los 7 días del mes de Marzo de 2002.
________________________ _________________________
Ronny Dehmel Frank Pietersz
ACTA DE VEREDICTO
Nosotros, los abajo firmantes, constituidos como jurado examinador y
reunidos en Caracas, en abril de 2002, con el propósito de evaluar el
Proyecto Industrial titulado:
DESARROLLO DEL PROCESO DE FABRICACIÓN POR DOBLE CAPA (“TWIN SHEET”) REFORZADO CON TEJIDOS FIBROSOS, PARA LA
CONSTRUCCIÓN DE COMPONENTES DE INTERIORES DE AVIONES.
Presentado por el ciudadano:
LEOPOLDO L. PÉREZ BARNOLA
Para optar al título de:
INGENIERO MECÁNICO
Emitimos el siguiente veredicto:
Reprobado __
Aprobado __
Notable __
Sobresaliente __
Sobresaliente con Mención Honorífica __
Observaciones:
_____________________________________________________________
_____________________________________________________________
________________ _________________ __________________ Frank Pietersz Germán Crespo José Luis López
Universidad Metropolitana Aircabin GmbH Escuela de Ingeniería Mecánica EADS—Airbus Group Company
TABLA DE CONTENIDO
TABLA DE CONTENIDO ................................................................................ 5 ÍNDICE DE TABLAS Y FIGURAS................................................................... 8 1. INTRODUCCIÓN.................................................................................. 14 2. JUSTIFICACIÓN DEL TRABAJO ......................................................... 16
2.1 Limitación de la investigación y del trabajo ..................................... 16 2.2 Justificación del tema ...................................................................... 19
2.2.1 Identificación de las necesidades y problemas del proceso actual de manufactura. .................................................................................... 20 2.2.2 Mejoras y actualizaciones de los estándares para los componentes de los interiores de aviones............................................ 23 2.2.3 Política de la compañía.............................................................. 24
3. ESPECIFICACIONES Y OBJETIVOS .................................................. 27 3.1 Delineado del proyecto industrial..................................................... 28
4. CARACTERÍSTICAS METODOLÓGICAS GENERALES..................... 31 4.1 Planteamiento del problema............................................................ 31 4.2 Delimitación temática ...................................................................... 32
5. TEORÍA DE LOS MATERIALES COMPUESTOS ................................ 37 5.1 Clasificación de los materiales compuestos .................................... 37
5.1.1 Metales reforzados..................................................................... 37 5.1.2 Cerámica reforzada.................................................................... 38 5.1.3 Polímeros reforzados ................................................................. 38
5.2 Materiales compuestos de matriz polimérica................................... 39 5.3 Comportamiento de los materiales compuestos bajo la acción de distintos tipos de cargas .......................................................................... 44
5.3.1 Tensión ...................................................................................... 44 5.3.2 Compresión................................................................................ 44 5.3.3 Corte .......................................................................................... 45 5.3.4 Flexión ....................................................................................... 45
5.4 Comparación de las propiedades mecánicas de los materiales compuestos con otros materiales estructurales....................................... 46
6. MATRIZ POLIMÉRICA O SISTEMA DE RESINA................................. 51 6.1 Introducción..................................................................................... 51 6.2 Propiedades requeridas para la selección de una buena matriz polimérica ................................................................................................ 51
6.2.1 Propiedades mecánicas de las resinas...................................... 52 6.2.2 Propiedades adhesivas de la resina .......................................... 53 6.2.3 Tenacidad del sistema resínico.................................................. 53 6.2.4 Propiedades ambientales del sistema resínico .......................... 54
6.3 Tipos de resinas .............................................................................. 54 6.3.1 Clasificación de los polímeros.................................................... 54
Leopoldo Pérez Barnola
5
Universidad Metropolitana Aircabin GmbH Escuela de Ingeniería Mecánica EADS—Airbus Group Company
6.4 Ventajas de las matrices termoplásticas sobre las termoendurecibles 56 6.5 Polieterimida propiedades (PEI) ...................................................... 58
6.5.1 Propiedades básicas del polímero ............................................. 58 7. REFUERZOS........................................................................................ 61
7.1 Propiedades de las fibras de refuerzo ............................................. 61 7.2 Propiedades mecánicas del laminado ............................................. 63 7.3 Fibra de vidrio como material de refuerzo ....................................... 65
7.3.1 Vidrio .......................................................................................... 65 7.4 Tipos de fibra de vidrio disponibles comercialmente ....................... 67
8. SÁNDWICHES TERMOPLÁSTICOS.................................................... 70 9. PROCESO DE TERMOFORMADO TWIN-SHEET............................... 74
9.1 Descripción del proceso Twin-Sheet ............................................... 74 10. SELECCIÓN DE LOS MATERIALES................................................. 79
10.1 Objetivos ......................................................................................... 79 10.2 Introducción..................................................................................... 79 10.3 Prueba preliminar de drapabilidad................................................... 96
10.3.1 Descripción del experimento y del equipo.................................. 96 10.4 Pruebas de tracción uniaxial en los preformados textiles secos. .. 101 10.5 Modelo para predecir el ángulo de bloqueo. ................................. 102 10.6 Pruebas de drapabilidad................................................................ 106 10.7 Resultados y discusión.................................................................. 109
10.7.1 Pruebas de tracción de los tejidos secos ................................. 109 10.7.2 Predicción del ángulo de bloqueo para tejidos tipo Woven ...... 113 10.7.3 Estudios de drapabilidad de los tejidos secos.......................... 114 10.7.4 Selección de los tejidos textiles que continuarán con la experimentación.................................................................................. 117
10.8 Conclusiones ................................................................................. 118 11. ANÁLISIS DE LOS MECANISMOS DE CONSOLIDACIÓN Y DESCONSOLIDACIÓN .............................................................................. 120
11.1 Introducción................................................................................... 120 11.1.1 Consolidación........................................................................... 121 11.1.2 Desconsolidación ..................................................................... 123
11.2 Análisis del fenómeno de consolidación........................................ 124 11.2.1 Análisis del proceso de impregnación...................................... 124 11.2.2 Modelo de consolidación.......................................................... 128 11.2.3 Experimentos de consolidación................................................ 131 11.2.4 Resultados y discusión del modelo de consolidación .............. 152
11.3 Conclusiones ................................................................................. 157 12. Simulación del Precalentamiento para la etapa de formación.......... 159
12.1 Introducción................................................................................... 159 12.2 Transferencia de calor................................................................... 162
12.2.1 Posibilidades de calentamiento................................................ 163 12.3 Conclusiones ................................................................................. 168
Leopoldo Pérez Barnola
6
Universidad Metropolitana Aircabin GmbH Escuela de Ingeniería Mecánica EADS—Airbus Group Company
13. SISTEMA AUTOMATIZADO DE ESTIMACIóN DE COSTOS PARA DESARROLLOS CON MATERIALES CompuestoS................................... 170
13.1 Características generales del modelo planteado........................... 172 13.2 Diferencias entre el modelo propuesto y los modelos convencionales de estimación de costos ........................................................................ 173 13.3 Desarrollo del modelo.................................................................... 175
13.3.1 Escalamiento para el tamaño de la parte................................. 175 13.4 Escalamiento para la complejidad de la forma de la pieza............ 177 13.5 Modelo de costos total y diseño por proceso de manufactura....... 180 13.6 Conclusiones ................................................................................. 181
14. Conclusiones Finales ....................................................................... 182 15. RECOMENDACIONES .................................................................... 190
15.1 Recomendaciones sobre los Materiales........................................ 190 15.1.1 Matriz Polimérica...................................................................... 190 15.1.2 Sistema de Refuerzos.............................................................. 191
15.2 Del proceso de laminación ............................................................ 193 15.2.1 Uso de agentes de engomado o Sizing ................................... 193 15.2.2 Secado..................................................................................... 193 15.2.3 Técnica de Laminación ............................................................ 193 15.2.4 Limitación de la Fracción Volumétrica de fibra......................... 194
15.3 Proceso de conformación por Twin-Sheet..................................... 195 16. GLOSARIO ...................................................................................... 197 17. BIBLIOGRAFÍA ................................................................................ 204 18. Anexos ............................................................................................. 209
18.1 Anexo # 1 Propiedades de la Polieterimida................................... 209
Leopoldo Pérez Barnola
7
Universidad Metropolitana Aircabin GmbH Escuela de Ingeniería Mecánica EADS—Airbus Group Company
ÍNDICE DE TABLAS Y FIGURAS
FIGURAS Figura 2-1 Dibujo computarizado del nuevo avión que planea lanzar la
compañía para el año 2006 ................................................................... 16 Figura 2-2 Diagrama del sistema de ductos del aire acondicionado para el
A380 ...................................................................................................... 17 Figura 2-3 Análisis de la estructura de costos, para la fabricación de los
componentes de interiores de aviones, fuente: Departamento Administrativo Airbus. ............................................................................ 19
Figura 2-4 Pieza y equipo de soporte para la fabricación de ductos de aire acondicionado, por laminado manual. ................................................... 22
Figura 2-5 Prototipo de la cabina de pasajeros para la zona SuperVIP de un A380 ...................................................................................................... 23
Figura 2-6 Edificio sede del Centro de Prototipos de la Compañía............... 24 Figura 2-7 Prototipo a escala natural de la parte frontal de la cabina de un
A380 ...................................................................................................... 25 Figura 2-8 Montaje de un prototipo de cabina a escala natural para un A380
............................................................................................................... 25Figura 2-9 Fotografía del Centro de Desarrollo de Cabinas ......................... 26 Figura 2-10 Diseño de la cabina clase económica para el A380 .................. 26 Figura 3-1 Metodología seguida para el desarrollo del trabajo, dividido en
tópicos y mecanismos investigados, colocando la ubicación dentro de los mismos en sus respectivos capítulos. ................................................... 29
Figura 4-1 Hangar de producción del modelo A3400-600 ............................ 31 Figura 4-2 Hangar de producción del modelo A340-600, sección de la cabina
............................................................................................................... 32Figura 4-3 ..................................................................................................... 32 Figura 4-4 Diagrama esquemático de la sección en 3-D de un A380. .......... 34 Figura 4-5 Modelo en CAD de difusor de aire acondicionado del A380,
modelo clase 1....................................................................................... 34 Figura 4-6 Diseño panel lateral, del A380..................................................... 35 Figura 5-1 Tejido tipo Woven, hecho con hebras de fibras de Vidrio y Carbón
............................................................................................................... 37Figura 5-2 Micrografía SEM de materiales compuestos de matriz metálica 38Figura 5-3 Micrografía SEM de un Compuesto de matriz cerámica.............. 38 Figura 5-4 Micrografía tipo SEM, de un material compuesto de matriz
polimérica .............................................................................................. 39 Figura 5-5 Materiales de refuerzos más comunes para materiales
compuestos, fibra de vidrio, fibras de carbón y de aramida................... 39
Leopoldo Pérez Barnola
8
Universidad Metropolitana Aircabin GmbH Escuela de Ingeniería Mecánica EADS—Airbus Group Company
Figura 5-6 Diagrama esfuerzo deformación para los componentes individuales y el material compuesto reforzado.¡Error! Marcador no definido.
Figura 5-7 Efecto de las cargas de tensión sobre los materiales compuestos............................................................................................................... 44
Figura 5-8 Efecto de las cargas de compresión sobre el material compuesto................................................................................................................ 44
Figura 5-9 Diagrama del efecto de las fuerzas de corte sobre un material compuesto. ............................................................................................ 45
Figura 5-10 Diagrama de un material compuesto bajo un estado de cargas flexionantes............................................................................................ 45
Figura 5-11 Diagrama comparativo de la resistencia a la tracción para diferentes materiales ............................................................................. 47
Figura 5-12 Diagrama comparativo del Módulo de elasticidad para diferentes materiales .............................................................................................. 47
Figura 5-13 Diagrama comparativo de los rangos de densidad para distintos materiales .............................................................................................. 48
Figura 5-14 Diagrama comparativo de los valores específicos de resistencia a la tracción ........................................................................................... 49
Figura 5-15 Diagrama comparativo de los valores del Módulo específico para diferentes materiales ............................................................................. 49
Figura 6-1 Diagrama esfuerzo deformación para un sistema de resina ideal52Figura 6-2 Deformación a la falla para algunos materiales usados
comúnmente como refuerzos, tomado del manual de GE Plastics “Composites Basics”.............................................................................. 53
Figura 6-3 Estructura del monómero de la polieterimida .............................. 58 Figura 6-4 Film de PEI, de GE Plastics®, serie Ultem 1000. ......................... 60 Figura 7-1 Propiedades mecánicas de los principales tipos de refuerzo. .... 64 Figura 7-2 Resistencia al impacto para diferentes tipos de refuerzos........... 64 Figura 7-3 Diagrama de costos para los tejidos de refuerzo por m2 de tejido
para tejidos livianos ............................................................................... 65 Figura 8-1 Sándwich estructural. .................................................................. 70 Figura 8-2 Almas o núcleos tipo paneles de abeja o Honeycomb. ............... 70 Figura 8-3 Fotos de Partes construidas con estructuras tipo Sándwich. La
primera es una estructura con curvatura compleja, mientras la segunda es una parte con curvatura simple......................................................... 71
Figura 9-1 Fotografía equipo Twin-Sheet ..................................................... 75 Figura 9-2 Fotografía, Etapa de enfriamiento del proceso de Conformado .. 76 Figura 10-1 Defectos encontrados generalmente en piezas hechas por un
proceso de termoformado con material de refuerzo, Arrugas y fallas locales de las fibras de refuerzo ............................................................ 81
Figura 10-2 Logotipo de la F.A.A .................................................................. 83 Figura 10-3 Clasificación de los preformados textiles (tomado de Chou, T;
Textile Structural Composites)............................................................... 85 Figura 10-4 Tejidos Braided, tipo plano, circular y en 3-D. .......................... 86
Leopoldo Pérez Barnola
9
Universidad Metropolitana Aircabin GmbH Escuela de Ingeniería Mecánica EADS—Airbus Group Company
Figura 10-5 Fotografía de una estructura Braided tubular, y diagrama de una estructura Braided 3-D, tomado de Manual de 3-Tex®. ......................... 87
Figura 10-6 Fotografías de tejidos tipo Woven ............................................. 87 Figura 10-7 Diferentes tipos de tejidos Woven. ............................................ 88 Figura 10-8 Tejidos tipo Woven estilo Satin.................................................. 88 Figura 10-9 Fotografías de tejido Knitted...................................................... 89 Figura 10-10 Diagrama de un tejido tipo Weft Knitted plano........................ 89 Figura 10-11 Diagrama de un tejido Warp Knitted plano .............................. 90 Figura 10-12 Diagrama de tejidos Knitted planos especiales, que son
producidos al variar la forma del entrelazado entre los bucles. ............. 90 Figura 10-13 Diagrama paso a paso del proceso de deformación de un
laminado plano en una forma hemisférica. ............................................ 93 Figura 10-14 Modos de deformación observados para el proceso de drapeo
de tejidos tipo Woven ............................................................................ 94 Figura 10-15 Configuración pieza de madera para estudio de drapabilidad. 97Figura 10-16 Fotografía del equipo para el estudio preliminar de drapabilidad
............................................................................................................... 98Figura 10-17 Esquinas de la forma de madera. ............................................ 99 Figura 10-18 Forma de madera colocada a 45° ......................................... 100 Figura 10-19 Fotografías del drapeo de las esquinas con el tejido Knitted. 100 Figura 10-20 Prueba de drapabilidad con un tejido Knitted, sobre el tejido se
marcan los errores y las aristas de la pieza de madera....................... 100 Figura 10-21 Configuración inicial de las fibras de un tejido Woven, antes de
cualquier deformación ......................................................................... 103 Figura 10-22 Configuración de las fibras durante el proceso de deformación
para un ángulo mayor que el de bloqueo ............................................ 103 Figura 10-23 Configuración de las fibras cuando la deformación en el plano
alcanza el ángulo de bloqueo. ............................................................. 104 Figura 10-24 Arrugamiento de las fibras debido a deformaciones más allá del
ángulo de bloqueo ............................................................................... 104 Figura 10-25 Equipo para el Tomado de Micrografías tipo SEM ................ 106 Figura 10-26 Diagrama del equipo, para la medición de la drapabilidad .... 107 Figura 10-27 Fotografía del equipo utilizado en las pruebas de Drapabilidad
............................................................................................................. 107Figura 10-28 Diagrama Esfuerzo-Deformación para el tejido Woven 7, en las
direcciones principales de las fibras .................................................... 109 Figura 10-29 Diagrama esfuerzo deformación para el tejido Woven 7 en la
dirección del sesgo .............................................................................. 110 Figura 10-30 Diagrama esfuerzo deformación para el Tejido Warp Knitted 4
en sus diferentes direcciones, comparada con la dirección de máxima deformación del tejido W7 .................................................................. 111
Figura 10-31 Gráfica comparativa entre el ángulo de bloqueo calculado y el medido................................................................................................. 114
Figura 10-32 Fracción superficial es estiramiento para los tejidos tipo Woven............................................................................................................. 115
Leopoldo Pérez Barnola
10
Universidad Metropolitana Aircabin GmbH Escuela de Ingeniería Mecánica EADS—Airbus Group Company
Figura 11-1 Esquema del método de impregnación por mojado con solución polimérica ............................................................................................ 123
Figura 11-2 Diagrama esquemático de la distribución de las fibras para los distintos tipos de tejidos....................................................................... 127
Figura 11-3 Diagrama esquemático de la forma de la sección transversal de un tejido Knitted, así como su correspondencia para el modelo.......... 129
Figura 11-4 Condiciones borde creadas al aplicar un estudio factorial para la optimización de las variables siguiendo un proceso de disminución de las pérdidas de calidad. ....................................................................... 132
Figura 11-5 Micrografía de un tejido tipo Woven ........................................ 134 Figura 11-6 equipo para la medición de la viscosidad de soluciones
poliméricas........................................................................................... 136 Figura 11-7 Viscosidad dinámica de la PEI para distintas temperaturas .... 137 Figura 11-8 Ángulo de contacto y diagrama de las Energías superficiales. 141 Figura 11-9 Posibles geometrías de las gotas sobre una superficie cilíndrica.
............................................................................................................. 142Figura 11-10 Micrografía de una gota tipo Shell-Clam, de PEI depositada
sobre una fibra de vidrio ...................................................................... 145 Figura 11-11 Comparación de los resultados de la compañía suplidora con
los resultados experimentales. ............................................................ 156 Figura 12-1 Diagrama esquemático de las ventanas de procesamiento
térmicas para los componentes de una estructura tipo sándwich, con laminados reforzados en las caras y alma de material termoplástico espumado. ........................................................................................... 160
Figura 12-2 Estructura de un Preformado tipo sándwich termoplástico, constituido por el núcleo y los dos laminados...................................... 161
Figura 12-3 Diagrama de las temperaturas registradas al calentar la estructura usando placas calientes...................................................... 164
Figura 12-4 Fotografía de la maya de calentadores IR en el equipo Twin-Sheet ................................................................................................... 167
Figura 12-5 Espectro de absorción del PEI y sus diferentes materiales compuestos ......................................................................................... 168
Figura 13-1 Mapa de fibras hecho con FiberSim® ...................................... 179 Figura 13-2 Correlación del tiempo total de fabricación de la parte ............ 180 Figura 13-3 Diagrama de bloques del programa para la estimación de costos
............................................................................................................. 181Figura 14-1 Micrografías del núcleo de PEI espumado en distintas etapas,
desde intacto a estructura completamente colapsada respectivamente............................................................................................................. 188
Figura 15-1 Equipos, materiales y Muestra del procedimiento de termoformado por Twin-Sheet a escala laboratorio. ............................ 196
TABLAS Tabla 1 Propiedades mecánicas básicas para algunos materiales............... 62
Leopoldo Pérez Barnola
11
Universidad Metropolitana Aircabin GmbH Escuela de Ingeniería Mecánica EADS—Airbus Group Company
Tabla 2 Características de los tejidos Woven seleccionados para los estudios............................................................................................................... 92
Tabla 3 Características de los tejidos Knitted seleccionados para los estudios............................................................................................................... 92
Tabla 4 Tiempo requerido para el contacto íntimo en función de la temperatura ......................................................................................... 126
Tabla 5 Resultado de los parámetros según el modelo Power Law y el de Carreau, para el cálculo de la viscosidad ............................................ 139
Tabla 6 Ángulo de mojado con distintos agentes de engomado................. 146 Tabla 7 de los parámetros limitativos del proceso de termoformado de las
estructuras tipo sándwich .................................................................... 161
Leopoldo Pérez Barnola
12
Universidad Metropolitana Aircabin GmbH Escuela de Ingeniería Mecánica EADS—Airbus Group Company
RESUMEN
DESARROLLO DEL PROCESO DE FABRICACIÓN POR DOBLE CAPA (“TWIN SHEET”) REFORZADO CON MATERIALES FIBROSOS, PARA LA
CONSTRUCCIÓN DE COMPONENTES DE INTERIORES DE AVIONES.
Autor: Ing. Leopoldo L. Pérez Barnola Caracas, abril 2002 Tutor Académico: Prof. Frank Pietersz Tutor Industrial: Ing. Ronny Dehmel
El objetivo primordial del presente trabajo, fue el de definir y desarrollar un proceso o método de fabricación alternativo, tomando como base el ya existente y conocido “Twin Sheet” o de doble capa, con el cual se pudiesen generar componentes para los interiores de aviones con material compuesto reforzado (usando una matriz termoplástica y refuerzos textiles de materiales como la fibra de vidrio o carbón). Este proceso de fabricación sustituiría el arreglo manual por capas o Hand Lay-Up usado actualmente para la fabricación de un 80% de las partes que se producen en la empresa. Este cambio en el proceso de producción, generaría grandes ventajas con respecto al método actual como: la reducción significativa en la duración de los ciclos de fabricación, la disminución del efecto del factor humano dentro del proceso productivo, al sustituir la fabricación manual de las partes por fabricación semi- o completamente automatizada. Reduciendo de esta manera los costos de producción de los componentes, mejorando la calidad de los mismos, e incrementando los valores de reproducibilidad de los componentes fabricados.
Debemos notar que el trabajo fue llevado a cabo tomando en cuenta en todo momento el uso final de las piezas a ser fabricadas (componentes para los interiores de las cabinas de aviones). Y haciendo esta referencia, nos vemos en la obligación de mencionar que el trabajo se desarrolló cumpliendo y con el propósito de poder cumplir a futuro con todas las normativas establecidas que regulan la industria aeronáutica mundial, en lo que se refiere a los requerimientos y calificación de los materiales y componentes de interiores de aviones.
Leopoldo Pérez Barnola
13
Universidad Metropolitana Aircabin GmbH Escuela de Ingeniería Mecánica EADS—Airbus Group Company
1. INTRODUCCIÓN
La industria aeronáutica, y especialmente las compañías que
producen aviones para uso comercial, han sufrido grandes cambios luego de
los ataques terroristas ocurridos en los Estados Unidos de Norte América, el
11 de septiembre de 2001, estos sucesos cambiaron drásticamente el
panorama de la industria aeronáutica y todo lo que está alrededor de la
misma. Airbus (compañía donde se realizó el presente trabajo) estaba hasta
ese momento haciendo su mejor esfuerzo por incrementar la capacidad de
producción, ordenando más materiales para la fabricación de sus aviones,
incluyendo materiales compuestos para sus estructuras y componentes.
Luego de estos sucesos se vio en la obligación de replantear sus objetivos,
políticas y estrategias.
Esto condujo a que la gerencia de la compañía replanteara su
estrategia de crecimiento, que hasta ese momento contemplaba el aumento
de la capacidad de producción utilizando las mismas técnicas y desarrollos, a
una estrategia alterna donde se le preste mayor atención a nuevos
desarrollos que conduzcan hacia la consecución de los dos objetivos
primordiales planteados por la empresa, para lograr superar esta difícil época
con el mayor éxito posible.
El primer objetivo planteado es la aplicación constante de medidas
que guíen hacia una reducción en los costos de producción. Y el segundo es
la decisión de aumentar la seguridad de los aviones, a partir de mejoras en la
seguridad de los componentes y equipos que son usados en la fabricación
de los mismos, incluyendo los componentes de los interiores de la cabina.
En este sentido, el presente trabajo está enfocado en el desarrollo de
un proceso de fabricación para componentes de interiores de aviones que
Leopoldo Pérez Barnola
14
Universidad Metropolitana Aircabin GmbH Escuela de Ingeniería Mecánica EADS—Airbus Group Company
permita simultáneamente la reducción de los costos de producción y el
aumento del rendimiento de las partes en materia de seguridad.
Para lograr alcanzar estos objetivos el trabajo debió abarcar desde la
evaluación y selección de los nuevos materiales a ser usados como materia
prima, hasta la definición de las ventanas operacionales para la
conformación de partes finales por termoformado, así como una alternativa
posible para la implementación industrial del proceso desarrollado. El trabajo
incluye también el desarrollo de un modelo que permite evaluar los costos de
producción de distintos procesos para la fabricación de estructuras finales
hechas con material compuesto.
Leopoldo Pérez Barnola
15
Universidad Metropolitana Aircabin GmbH Escuela de Ingeniería Mecánica EADS—Airbus Group Company
2. JUSTIFICACIÓN DEL TRABAJO
El presente trabajo está destinado, al desarrollo del proceso de
fabricación de componentes de interiores de cabinas de aviones usando
materiales termoplásticos reforzados con fibras, basado en el proceso Twin-
Sheet o de doble capa.
2.1 LIMITACIÓN DE LA INVESTIGACIÓN Y DEL TRABAJO
La necesidad de disminuir los costos de producción de los aviones
incluyendo los componentes y partes de los interiores de la cabina, ha sido
una de las asignaciones claves hechas por la gerencia al equipo de
desarrollo de productos de la compañía, para ser manejado y tomado en
cuenta en la construcción de las nuevas generaciones de aviones.
En este sentido se han implementado desde las fases iniciales del
diseño del nuevo modelo planeado para ser lanzado por la Airbus en el 2006,
el A380 (Figura 2-1), una serie de medidas que pueden ayudar a reducir los
costos de una manera significativa.
Figura 2-1 Dibujo computarizado del nuevo avión que planea lanzar la compañía para el año 2006
Leopoldo Pérez Barnola
16
Universidad Metropolitana Aircabin GmbH Escuela de Ingeniería Mecánica EADS—Airbus Group Company
La aplicación de un diseño modular para muchos nuevos
componentes y partes, que en diseños anteriores eran únicos, o solo se
utilizaban en un número reducido dentro del interior de cada aeronave, ha
dado la posibilidad de evaluar nuevas alternativas para la construcción de
dichos componentes, usando procesos automáticos, que hasta entonces
estaban restringidos, debido a la naturaleza casi única de la mayoría de las
partes, lo que convertía a la manufactura manual en la manera más
adecuada de fabricación. Como ejemplo de este tipo de diseño modular se
puede observar el diseño del sistema de ductos para aire acondicionado en
el avión A380 Figura 2-2.
Figura 2-2 Diagrama del sistema de ductos del aire acondicionado para el A380
La experiencia obtenida por años de trabajo de la compañía con los
procesos manuales utilizados actualmente, ha logrado llevar casi hasta el
límite la eficiencia de los mismos, por lo que grandes mejoras en cuanto a
calidad, reducciones de costo etc. No podrán ser alcanzadas agregando
pequeñas mejoras o actualizaciones a dichos procesos. Ya que la tecnología
Leopoldo Pérez Barnola
17
Universidad Metropolitana Aircabin GmbH Escuela de Ingeniería Mecánica EADS—Airbus Group Company
ha llegado a su punto máximo, requiriéndose entonces del desarrollo de
nuevos procesos que puedan cumplir con estos nuevos requerimientos.
En este sentido la selección de los materiales (termoplásticos) y el
proceso (Twin-Sheet) elegidos como base para el desarrollo de la
investigación, son producto de dichas iniciativas. Basándose en las ventajas
que estos ofrecen.
Una limitación importante en cuanto a la selección de los materiales,
es la creada por las regulaciones internacionales en cuanto a las
propiedades de los materiales a ser usados dentro de los interiores de las
cabinas de los aviones. En esta sección no se va a dar una explicación
completa de estas regulaciones sino que nos vamos a limitar a decir que
estas regulaciones fueron tomadas en cuenta para la selección de los
materiales seleccionados y probados.
En cuanto a la selección del proceso de termoformado, a ser usado
como base para el desarrollo, se seleccionó el proceso Twin-Sheet o de
doble capa (para más información sobre este proceso refiérase a la página
74 punto 9), esta selección fue el resultado de un análisis comparativo entre
las distintas posibilidades, analizando las ventajas y desventajas que ofrecen
cada uno de los procesos existentes, con respecto a las necesidades de la
empresa.
Este proceso por su concepción posibilitaría la creación de partes
cerradas completas en un solo paso rápido y eficiente, sin la necesidad de
costosas y derrochadoras de tiempo operaciones intermedias, además la
posibilidad del uso aplicaciones entre las capas exteriores permitiría la
creación de estructuras tipo sándwich en un conveniente paso único.
Leopoldo Pérez Barnola
18
Universidad Metropolitana Aircabin GmbH Escuela de Ingeniería Mecánica EADS—Airbus Group Company
2.2 JUSTIFICACIÓN DEL TEMA
Un análisis de la estructura de costos, llevado a cabo en agosto del
año pasado, arrojó los siguientes resultados en cuanto a la distribución de los
costos en la fabricación de los interiores de aviones.
29%17%
10%
11%
11%11%
3%
8%
Labor
Material
Equipo de Manufactura
Facilidades de Manufactura
Herramientas
Desarrollo
Soporte al Cliente
Figura 2-3 Análisis de la estructura de costos, para la fabricación de los componentes de interiores de
aviones, fuente: Departamento Administrativo Airbus.
Estos resultados muestran el gran peso que tiene la labor manual en
el proceso de manufactura, así como los materiales que juntos totalizan un
46% de los costos totales. Considerando ahora que el proceso con el que se
fabrican las partes actualmente, ha llegado a casi su tope en cuanto a
reducción de costos y optimización de recursos, la mejor opción para
disminuir entonces los costos de fabricación es desarrollando nuevos
métodos de producción que permitan reducir los costos de manera eficiente
sin afectar la calidad de los productos terminados.
Los trágicos sucesos ocurridos en los Estados Unidos de Norte
América el 11 de septiembre de 2001; donde miles de personas perdieron su
vida, cuando 4 aviones fueron secuestrados por aeropiratas y luego
estrellados, tres de ellos contra objetivos claves, y un último en un bosque en
las cercanías de Pennsylvania.
Siendo los objetivos de los ataque ambas torres gemelas del World
Trade Center (New York), que fueron destruidas luego de ser impactadas
Leopoldo Pérez Barnola
19
Universidad Metropolitana Aircabin GmbH Escuela de Ingeniería Mecánica EADS—Airbus Group Company
cada una por un avión secuestrado, y objetivo restante fue un ala del edificio
del Pentágono causando severos daños a la estructura del mismo.
Estos sucesos generaron una reacción en la compañía, que hizo que
la misma cambiara sus normativas de seguridad, estas modificaciones
incluyen varias secciones que se refieren a mejoras en cuanto a las
propiedades y materiales de los componentes de los interiores de las
cabinas.
Resumiendo tenemos entonces que la empresa tiene la necesidad de
reducir sus costos de producción pero a la vez de aumentar la calidad de sus
productos, lo que queda demostrado con las nuevas especificaciones para
los componentes y partes de los interiores de los aviones.
2.2.1 IDENTIFICACIÓN DE LAS NECESIDADES Y PROBLEMAS DEL PROCESO ACTUAL DE MANUFACTURA.
Dentro de este punto se quieren destacar algunas de las condiciones
o características del proceso actual, identificadas como generadoras de
gastos extras en el proceso productivo, que podrían ser atacados en este
trabajo.
Los procedimientos actuales usan compuestos termoendurecibles
como materia prima, lo que tiene las siguientes desventajas con respecto al
uso de compuestos termoplásticos:
La necesidad de mantener refrigerados (-18°C) a los materiales
termoendurecibles durante su almacenamiento, eleva los costos de
almacenamiento enormemente.
Su periodo de vida de almacenamiento, es también otro problema
donde los materiales termoendurecibles solo pueden ser almacenados por
un máximo de 6 meses, ya que la resina sufre lentamente un proceso de
Leopoldo Pérez Barnola
20
Universidad Metropolitana Aircabin GmbH Escuela de Ingeniería Mecánica EADS—Airbus Group Company
autopolimerización no reversible, en el cual al final la resina se transforma en
un gel (antes era una resina líquida) y que además dicho gel no puede ser
procesado, ya que la resina ya no tiene las posiciones reactivas en su
estructura que eran los lugares donde se iba a efectuar la polimerización en
el proceso de curado de la misma.
La disminución de los desperdicios, la compañía ha aplicado por años
técnicas para la disminución de los desperdicios, pero los valores siguen
siendo altos debido a que gran parte del material de trabajo es cortado a los
tamaños necesitados a partir de láminas rectangulares, lo que genera
grandes desperdicios de material con sus respectivos costos asociados. Ya
que los mismos no pueden ser reprocesados o reciclados al estar hechos de
material termoseteable.
Los altos valores de los ciclos de producción es algo que también
representa un problema para la compañía, los largos tiempos utilizados en
los procesos de laminado manual de las piezas (Figura 2-4) y del curado y
post-curado de las piezas, da como resultados valores de los ciclos de
producción mayores a las 6 horas para muchas piezas, lo cual representa
valores inaceptables, si se quieren alcanzar las metas de producción
propuestas para las nuevas cabinas del A380.
Leopoldo Pérez Barnola
21
Universidad Metropolitana Aircabin GmbH Escuela de Ingeniería Mecánica EADS—Airbus Group Company
Figura 2-4 Pieza y equipo de soporte para la fabricación de ductos de aire acondicionado, por
laminado manual.
La reducción de costos es una necesidad que engloba a todos los puntos que se tocaron anteriormente, en éste sentido al eliminar los problemas que se plantearon anteriormente disminuirán automáticamente los costos de producción.
Leopoldo Pérez Barnola
22
Universidad Metropolitana Aircabin GmbH Escuela de Ingeniería Mecánica EADS—Airbus Group Company
Figura 2-5 Prototipo de la cabina de pasajeros para la zona SuperVIP de un A380
2.2.2 MEJORAS Y ACTUALIZACIONES DE LOS ESTÁNDARES PARA LOS COMPONENTES DE LOS INTERIORES DE AVIONES.
La compañía adelantándose a posibles medidas que podrían ser
adoptadas por la reglamentación aeronáutica mundial en un futuro cercano, a
decidido por iniciativa propia aumentar (hacer más estrictas) sus normas
internas, para que de esta manera estos nuevos valores sean utilizados
desde el comienzo en el diseño de sus nuevos aviones, y así evitar grandes
retrabajos en un futuro.
Muchas de estas normas que fueron modificadas implican cambios
con respecto a los valores anteriores que se tenían para los componentes de
los interiores de la cabina del avión de más de un 50%, en este sentido el
presente trabajo debe también adaptarse y cumplir con estas nuevas
normas.
Leopoldo Pérez Barnola
23
Universidad Metropolitana Aircabin GmbH Escuela de Ingeniería Mecánica EADS—Airbus Group Company
La aplicación de estas normas, podría influir radicalmente en la
apariencia y en la estética de muchos de estos componentes, por este
motivo la compañía ha invertido fuertes sumas de dinero en la realización de
prototipos, para evaluar el desempeño de estos nuevos diseños. A
continuación se muestran una serie de fotografías tomadas del centro de
Prototipos de la compañía.
2.2.3 POLÍTICA DE LA COMPAÑÍA
La compañía Airbus tiene una política sumamente estricta, referida a
la calidad de los productos que fabrica, uno de los principales elementos que
aplican sobre el diseño y la fabricación de los interiores de los aviones es la
fabricación desde tempranas fases de diseño de prototipos a escalas reales.
La compañía cuenta con un centro de desarrollo específico para la
creación de estos prototipos.
Figura 2-6 Edificio sede del Centro de Prototipos de la Compañía
La oportunidad brindada por la compañía, de participar en el montaje de uno de estos prototipos, usando componentes creados con los nuevos
Leopoldo Pérez Barnola
24
Universidad Metropolitana Aircabin GmbH Escuela de Ingeniería Mecánica EADS—Airbus Group Company
métodos y desarrollos. Brindó la oportunidad de evaluar la aceptación y el desempeño de los componentes bajo condiciones reales de prueba.
Figura 2-7 Prototipo a escala natural de la parte frontal de la cabina de un A380
Figura 2-8 Montaje de un prototipo de cabina a escala natural para un A380
Leopoldo Pérez Barnola
25
Universidad Metropolitana Aircabin GmbH Escuela de Ingeniería Mecánica EADS—Airbus Group Company
Figura 2-9 Fotografía del Centro de Desarrollo de Cabinas
Figura 2-10 Diseño de la cabina clase económica para el A380
Leopoldo Pérez Barnola
26
Universidad Metropolitana Aircabin GmbH Escuela de Ingeniería Mecánica EADS—Airbus Group Company
3. ESPECIFICACIONES Y OBJETIVOS
Los objetivos tecnológicos y científicos de este trabajo están enmarcados dentro de las siguientes áreas:
Desarrollo y caracterización de los materiales
Desarrollo de los procesos de fabricación
Desarrollo de un modelo de estimación de costos
Los objetivos científicos del trabajo pueden ser sumariados de la siguiente manera:
Estudiar la drapabilidad de varios tipos de preformados textiles, entre
los cuales se encuentran tejidos tipo Woven y Knitted, en relación con
los parámetros de la arquitectura textil de las fibras constituyentes.
Seleccionar los preformados con mejor drapabilidad para con ellos
continuar el desarrollo del proceso de estudio.
Investigar el mecanismo de impregnación de los tejitos tanto Woven
como Knitted con una matriz termoplástica y determinar si existe
alguna diferencia para ambos tipos de tejidos.
Desarrollar un modelo de consolidación, tomando en cuenta los datos
obtenidos en el mecanismo de impregnación.
Caracterizar las condiciones mecánicas para la conformación de los
distintos tipos de preformados, así como del resto de los materiales
en orden de fijar las ventanas de procesamiento (bordes de
operatividad).
Leopoldo Pérez Barnola
27
Universidad Metropolitana Aircabin GmbH Escuela de Ingeniería Mecánica EADS—Airbus Group Company
Desarrollar el proceso de manufactura en orden de alcanzar la
conformación de partes en 3-D, siguiendo los parámetros de
calentamiento óptimos.
Fabricación de prototipos funcionales de los componentes de
interiores de aviones seleccionados por la empresa para su
desarrollo
Comparar los resultados en base a un estudio costo-beneficio de la
técnica de conformación desarrollada con respecto a la existente.
3.1 DELINEADO DEL PROYECTO INDUSTRIAL
El desarrollo del proyecto industrial se enfoca en el desarrollo de tres
grandes áreas especificas separadas entre si. Las cuales identificamos a
continuación:
1. Propiedades de los materiales.
2. Procesamiento de los materiales.
3. Implementación de los materiales y procesos dentro del sistema de
producción.
En la Figura 3-1, se muestra la metodología seguida durante el
desarrollo del trabajo, así como la ubicación del material referente a los
mecanismos investigados y las dificultades tecnológicas encontradas durante
los estudios realizados.
Leopoldo Pérez Barnola
28
Universidad Metropolitana Aircabin GmbH Escuela de Ingeniería Mecánica EADS—Airbus Group Company
Metodología Desarrollo Metodológico
Materiales
Refuerzos Textiles • Ángulo de Bloqueo • Arrugado de los textiles • Drapabilidad • Energía de formación
Matriz Termoplástica • Viscosidad • Temperatura • Tensión superficial • Regulaciones FAR
Figura 3-1 Metodología seguida para el desarrollo del trabajo, dividido en tópicos y mecanismos investigados, colocando la ubicación dentro de los mismos en sus respectivos capítulos.
Fenómeno de Impregnación • Impregnación por: - Mojado con solución polimérica (Woven) - Apilamiento de láminas en moldeado a presión (Knitted) • Parámetros de procesamiento • Modelo cinético para la consolidación • Fenómeno de Desconsolidación
Impregnación
Propiedades
Generación del núcleo de estructuras tipo Sandwich con material termoplástico • Comportamiento variables
Operacionales - Presión
- Temperatura - Tiempo • Colapso y rotura de la
estructura del núcleo
Laminado del Compósito • Propiedades a temperatura
ambiente y temperatura de conformado
• Arrugado • Desgarrado • Fracción de estirado • Variables operacionales
Ventanas Operacionales o de Procesamiento • Parámetros de Procesamiento requeridos • Estudio de la transferencia de calor durante el proceso de
fabricación • Estudios para estructuras tipo sándwich y laminados simples • Generación de prototipos funcionales. • Simulación del proceso
Ventanas de Procesamiento
Costos
Estudio Costo-Efectividad del proceso desarrollado • Parámetros de Procesamiento requeridos • Costos de Material • Costos de Capital • Costos de Labor
Leopoldo Pérez Barnola
29
Universidad Metropolitana Aircabin GmbH Escuela de Ingeniería Mecánica EADS—Airbus Group Company
En el Capítulo 10 SELECCIÓN DE LOS MATERIALES, se comienza
con el estudio de la drapabilidad de las arquitecturas textiles usadas como
refuerzos fibrosos. Se continúa luego con la evaluación del desempeño de
dichas arquitecturas en la conformación de preformados. Luego de esto se
realiza un estudio para cuantificar la energía de formación de los
preformados así como la ocurrencia de arrugas en el mismo. Obteniendo
como resultado de ese capítulo la demostración de las buenas propiedades
de drapabilidad para los tejidos tipo Knitted; quedando su uso justificado para
el resto del trabajo.
Un modelo de impregnación desarrollado por observaciones
microscópicas de la distribución de las fibras es presentado en el Capítulo
11.
Y los parámetros obtenidos de este modelo de impregnación son
utilizados para la manufactura de las laminaciones de los tejidos Knitted con
Polieterimida PEI.
Las propiedades térmicas y mecánicas de los preformados son
discutidas en los capítulos 10 y 12. En este sentido se busca alcanzar los
mejores valores costo-efectividad para la manufactura de las partes, para
lograr esto los preformados deben ser desarrollados a las menores
temperaturas y presiones posibles, usando también los valores del ciclo de
procesamiento más corto posible sin afectar el rendimiento mecánico de las
partes a ser termoformadas. La naturaleza heterogénea de las estructuras a
ser fabricadas requiere un preciso control sobre las variables de las ventanas
de procesamiento en términos de temperatura, tiempo y presión. En este
sentido varios estudios fueron realizados, la discusión de los mismos.
En el Capítulo 13, se desarrolla un modelo para la estimación de los
costos de fabricación de partes hechas con material compuesto.
Leopoldo Pérez Barnola
30
Universidad Metropolitana Aircabin GmbH Escuela de Ingeniería Mecánica EADS—Airbus Group Company
4. CARACTERÍSTICAS METODOLÓGICAS GENERALES
4.1 PLANTEAMIENTO DEL PROBLEMA
La disminución de los costos de fabricación es una tarea común para
todas las empresas que deseen ser competitivas en la actualidad.
Normalmente el objetivo es la búsqueda de grandes ahorros aplicando
pequeños cambios en la forma o estructura productiva actual de la empresa,
y que estos cambios no representen grandes complicaciones en el proceso
productivo.
Esta tarea de buscar pequeños cambios para lograr grandes ahorros,
puede llegar un punto en el que se transforma en una asignación difícil por
no decir imposible de lograr, debido a que se han agotado (utilizado) todas
las posibilidades. En estas situaciones especiales se requieren entonces de
mayores cambios, lo que podría ser considerado como reingeniería del o los
procesos productivos, donde nuevas técnicas y procesos deberán ser
desarrollados para lograr mejores resultados.
Figura 4-1 Hangar de producción del modelo A3400-600
Leopoldo Pérez Barnola
31
Universidad Metropolitana Aircabin GmbH Escuela de Ingeniería Mecánica EADS—Airbus Group Company
Figura 4-2 Hangar de producción del modelo A340-600, sección de la cabina
Figura 4-3
Este es el caso en el que se trabaja en este proyecto, donde la
empresa en búsqueda de mejores resultados, se ve en la necesidad de
aplicar métodos completamente nuevos, para poder de esta manera reducir
sus costos, ya que los métodos actuales han agotado las posibilidades de
grandes reducciones de costos.
La búsqueda de esta nueva forma o método, representa también un
reto para la empresa, ya que al estar cambiando su forma tradicional de
manufactura, la empresa no cuenta entonces con el soporte ni la experiencia
que tiene con los métodos o técnicas actuales, destrezas que facilitarían las
labores de evaluación y desarrollo de cambios en un proceso.
4.2 DELIMITACIÓN TEMÁTICA
El presente trabajo, se desarrolló entre los meses de octubre de 2001
y marzo del año 2002.
En el mismo se evalúa la factibilidad técnica de la fabricación de
componentes para interiores de aviones, basado en el método Twin-Sheet
Leopoldo Pérez Barnola
32
Universidad Metropolitana Aircabin GmbH Escuela de Ingeniería Mecánica EADS—Airbus Group Company
con material termoplástico reforzado. Para realizar esta evaluación, se
desarrollaron las etapas del proceso de fabricación de inicio a fin, incluyendo
cada uno de los pasos intermedios como la etapa de consolidación de los
materiales (resina-tejido), la laminación de los mismos, el precalentamiento
del laminado ya consolidado, el conformado a la geometría deseada y el
enfriamiento del componente o parte terminada, todos estos pasos juntos
representan el proceso de fabricación para la elaboración de la pieza final.
En este sentido, se establecen y definen las mejores alternativas
funcionales incluyendo la selección de los materiales, las modificaciones en
el proceso original, las técnicas y los métodos para la fabricación del
producto, se establecen también las ventanas operacionales y los valores
óptimos de operación, que garantizan la funcionalidad y eficiencia del
sistema.
Los estudios y test tendrán un fin comparativo y evaluativo, más no
serán usados como validadores de resultados, por lo que otros estudios que
generen resultados validatorios deberán ser corridos posteriormente para
verificar los valores obtenidos en situaciones reales a mayor escala.
Se seleccionaron dos tipos de componentes para ser estudiados en el
presente trabajo, que a su vez representan dos tipos de estructuras
generales bien diferenciadas.
Las primeras, son estructuras huecas que por su forma pueden ser
manufacturadas con el proceso Twin-Sheet, estas pueden ser estructuras
tubulares, o cualquier otro tipo de tuberías o ductos, recipientes etc. En este
sentido la empresa tomó como pieza ejemplo para ser estudiada un difusor
del sistema de aire acondicionado del avión A380.
Leopoldo Pérez Barnola
33
Universidad Metropolitana Aircabin GmbH Escuela de Ingeniería Mecánica EADS—Airbus Group Company
Figura 4-4 Diagrama esquemático de la sección en 3-D de un A380.
El diseño modular de este avión hace que se utilicen 106 de estas
piezas en cada avión, si estimamos una producción de 50 aviones anuales
se requerirán entonces de 5.300 piezas anuales, por lo que se podría
considerar una producción baja pero si consideramos que existen muchas
otras piezas que podrían ser fabricadas en el mismo equipo con solo cambiar
la herramienta utilizada, podríamos entonces considerar que el equipo
trabajaría bajo un esquema de alta producción, lo que justificaría la
automatización de los procesos.
Figura 4-5 Modelo en CAD de difusor de aire acondicionado del A380, modelo clase 1
El segundo tipo de estructuras consideradas para ser producidas
usando el método Twin-Sheet, fueron las estructuras tipo sándwich, donde
Leopoldo Pérez Barnola
34
Universidad Metropolitana Aircabin GmbH Escuela de Ingeniería Mecánica EADS—Airbus Group Company
dos caras de material reforzado laminado son adheridas térmicamente a los
extremos de un núcleo liviano.
Figura 4-6 Diseño panel lateral, del A380
Se debe prestar mucha atención a que aunque el desarrollo se basa
en el método Twin-Sheet, esto no significa que se vaya hacer una copia del
mismo, en este sentido sería de utilidad remarcar que la idea de basarse en
el método Twin-Sheet es para lograr la conformación de partes cerradas o
huecas con geometrías complicadas y buena calidad de las mismas en un
paso único de termoformado.
Leopoldo Pérez Barnola
35
Universidad Metropolitana Aircabin GmbH Escuela de Ingeniería Mecánica EADS—Airbus Group Company
Marco Teórico
Leopoldo Pérez Barnola
36
Universidad Metropolitana Aircabin GmbH Escuela de Ingeniería Mecánica EADS—Airbus Group Company
5. TEORÍA DE LOS MATERIALES COMPUESTOS
En la forma más básica un material compuesto es uno que está
compuesto de al menos dos elementos que trabajan juntos para producir un
material cuyas propiedades son distintas a las de los componentes
originales. En la práctica, la mayoría de los materiales compuesto cuentan
con un material de relleno también llamado matriz y un refuerzo de algún
tipo, añadido primordialmente para aumentar la resistencia y la dureza de la
matriz [1].
Estos refuerzos son utilizados generalmente en forma de fibras.
Figura 5-1 Tejido tipo Woven, hecho con hebras de fibras de Vidrio y Carbón
5.1 CLASIFICACIÓN DE LOS MATERIALES COMPUESTOS
Los materiales compuestos pueden ser clasificados en tres categorías
generales, dependiendo del tipo de matriz utilizada.
5.1.1 METALES REFORZADOS
El uso de los compuestos de matriz metálica, o por sus siglas en
inglés MMC (Metal Matrix Composite); se a ido incrementando en los últimos
años en la industria automotriz. En este tipo de compuesto un metal como el
Leopoldo Pérez Barnola
37
Universidad Metropolitana Aircabin GmbH Escuela de Ingeniería Mecánica EADS—Airbus Group Company
Aluminio se usa como matriz y se refuerza con algún tipo de fibras como por
ejemplo las de carburo de sílice para aumentar su resistencia.
Figura 5-2 Micrografía SEM de materiales compuestos de matriz metálica
5.1.2 CERÁMICA REFORZADA
Los compuestos de matriz cerámica, o por sus siglas en inglés CMC
(Ceramic Matrix Composite); son utilizadas en aplicaciones que trabajan a
muy altas temperaturas de servicio, estos materiales usan la cerámica como
matriz y son reforzadas con fibras cortas como los producidos por carburo de
sílice o nitrato de boro.
Figura 5-3 Micrografía SEM de un Compuesto de matriz cerámica
5.1.3 POLÍMEROS REFORZADOS
Los compuestos de matriz polimérica o por sus siglas en Inglés PMC
(Polymer Matrix Composite), son los más comunes y son el tipo de material
compuesto que se estudia en el presente trabajo. Este tipo de material es
también conocido como Plástico o Polímero reforzado con fibras, o por sus
siglas en inglés FRP (Fibre Reinforced Polymer or Plastic).
Leopoldo Pérez Barnola
38
Universidad Metropolitana Aircabin GmbH Escuela de Ingeniería Mecánica EADS—Airbus Group Company
Figura 5-4 Micrografía tipo SEM, de un material compuesto de matriz polimérica
En este tipo de compuestos se usa una resina de base polimérica
como matriz y existe una gran variedad de materiales que pueden ser
usados como refuerzos, pero los más comunes son la fibra de vidrio, fibra de
carbón y la aramida.
Figura 5-5 Materiales de refuerzos más comunes para materiales compuestos, fibra de vidrio, fibras de carbón y de aramida.
5.2 MATERIALES COMPUESTOS DE MATRIZ POLIMÉRICA
Los sistemas resinaos tipo epóxicos o de poliésteres, tienen por si
mismos un uso muy limitado en la manufactura de estructuras cuando son
usados sin ningún tipo de refuerzo, ya que estos materiales presentan
Leopoldo Pérez Barnola
39
Universidad Metropolitana Aircabin GmbH Escuela de Ingeniería Mecánica EADS—Airbus Group Company
propiedades mecánicas pobres cuando estas son comparadas por ejemplo
con la de la mayoría de los metales. Sin embargo tienen otras propiedades
que son de gran interés como lo son su facilidad de tomar formas complejas
con relativa facilidad.
En cambio algunos materiales como el vidrio, la aramida o el boro
poseen valores para sus propiedades mecánicas realmente altos como por
ejemplo los valores de resistencia a la tensión y a la compresión, pero en sus
estados “sólidos” estas propiedades no son aparentes, debido a que cuando
estos sólidos son estresados de alguna manera, los defectos aleatorios que
posee el material en su superficie (micro-fisuras) forman grietas, las cuales
causan que el material falle mucho antes de su punto de ruptura teórico.
Para solucionar este problema, estos materiales pueden ser
producidos en forma de fibras, por lo que si apareciera un número igual de
defectos superficiales estos estarían limitados a un número pequeño de
fibras, por lo que el resto reflejaría su resistencia teórica. Como resultado un
grupo de fibras de este material tendría un desempeño mecánico mucho
mejor, acercándose al valor teórico del mismo.
Ahí es cuando un sistema polimérico de resina combinado con fibras
de un material de refuerzo como el vidrio, el carbón o las aramidas, obtiene
unas propiedades excepcionales no conseguidas por ninguno de los
materiales por separado.
La matriz polimérica formada por la resina reparte la carga aplicada
sobre el material compuesto entre cada una de las fibras individuales y
además protege a las mismas de la abrasión y de los impactos, a los cuales
estas fibras son sumamente sensibles.
El resultado es entonces la generación de un material único que
posee excelentes propiedades mecánicas como una alta resistencia y
Leopoldo Pérez Barnola
40
Universidad Metropolitana Aircabin GmbH Escuela de Ingeniería Mecánica EADS—Airbus Group Company
dureza, que es fácil de moldear en formas complicadas, que posee también
una alta inocuidad a los factores ambientales externos, así como una baja
densidad lo que hace de estos materiales compuestos la mejor opción para
muchas aplicaciones.
En la siguiente figura se representa el diagrama esfuerzo deformación
para un material compuesto así como para sus materiales constituyentes.
Deformación
Esfu
erzo
Fibras Compuesto reforzado Resina
Figura 5-6 Diagrama esfuerzo deformación para los componentes individuales y el material compuesto reforzado.
Las propiedades generales del material compuesto están
determinadas por los siguientes factores:
i) Las propiedades de las fibras usadas como refuerzo.
ii) Las propiedades de la resina.
iii) La fracción fibra-resina dentro del material
compuesto.
Leopoldo Pérez Barnola
41
Universidad Metropolitana Aircabin GmbH Escuela de Ingeniería Mecánica EADS—Airbus Group Company
iv) La geometría y la orientación de las fibras dentro del
material compuesto final.
La fracción fibra resina dentro del material compuesto se deriva de la
cantidad de fibra que se incorpora dentro de la matriz para generar el
material compuesto final. Este valor va a estar limitado en gran medida por el
proceso de manufactura usado para combinar la resina con las fibras, por
este motivo este punto será discutido también en la sección referente al
proceso de laminado del material compuesto.
Sin embargo esta relación fibra/resina, está también influenciada por
el tipo de fibra y de resina que se está utilizando y la forma en la cual las
fibras son incorporadas dentro de la matriz polimérica.
En general, debido a que las fibras poseen propiedades mecánicas
más altas que las de la matriz polimérica, mientras mayor es la fracción
fibra/resina mayor es la resistencia del material compuesto generado, pero
esta relación tiene límites prácticos ya que las fibras necesitan estar
totalmente cubiertas por la resina para que estas funcionen de manera
efectiva.
En adición el proceso de manufactura usado para combinar las fibras
con las resinas trae como resultado la generación de una serie de
imperfecciones y de inclusiones de aire dentro del nuevo material recién
formado. En general se fijan ciertos límites para la relación fibra/resina para
cada tipo de proceso, para el caso donde se desarrolla el presente trabajo
(Industria Aeroespacial), donde se utilizan los métodos más sofisticados,
precisos y costosos, el límite de la fracción fibra/resina está situado cerca del
70%. Mientras que en otras industrias como la de construcción de
embarcaciones donde los procesos son menos efectivos esta relación está
situada entre un 30 y un 40%.
Leopoldo Pérez Barnola
42
Universidad Metropolitana Aircabin GmbH Escuela de Ingeniería Mecánica EADS—Airbus Group Company
La geometría de las fibras dentro del material es también importante;
ya que las fibras exhiben mayores propiedades mecánicas a lo largo de su
longitud, que a través de su ancho. Esto trae como consecuencia las altas
propiedades anisotrópicas que exhiben generalmente los materiales
compuestos reforzados con fibras continuas, que al contrario de los metales,
sus propiedades mecánicas tienden a ser muy diferentes en distintas
direcciones.
Por este motivo es muy importante conocer las magnitudes y las
direcciones de las cargas a ser aplicadas en las fases de diseño. Ya que
cuando estas son calculadas y trabajadas de manera adecuada, estas
propiedades anisotrópicas pueden ser muy ventajosas, permitiendo la
colocación del material de refuerzo solo donde este es realmente necesario y
evitando la colocación de material redundante, con la consiguiente reducción
de peso del componente.
Es también importante hacer la siguiente referencia, así como las
propiedades de los metales son en gran medida determinadas por el suplidor
del material y es poco lo que la persona que fabrica una estructura con el
metal puede hacer para modificarlas, sucede lo contrario con los materiales
compuestos en donde las propiedades son determinadas al mismo tiempo
que la estructura está siendo fabricada, por lo que la persona o la manera en
la que se está creando la estructura o componente está también
determinando las propiedades del material compuesto que está generando.
Por este motivo el proceso de manufactura de los materiales compuestos
juega un papel crítico inusual, dentro del desempeño de la estructura
resultante.
Leopoldo Pérez Barnola
43
Universidad Metropolitana Aircabin GmbH Escuela de Ingeniería Mecánica EADS—Airbus Group Company
5.3 COMPORTAMIENTO DE LOS MATERIALES COMPUESTOS BAJO LA ACCIÓN DE DISTINTOS TIPOS DE CARGAS
Existen cuatro tipo de cargas directas, estas son: tensión, compresión,
corte y flexión; a continuación se describe la forma en la que actúa un
material compuesto frente a cada una de estas cargas.
5.3.1 TENSIÓN
La respuesta de los materiales compuestos a las cargas de tensión
axiales depende en gran medida de las propiedades de las fibras de refuerzo
utilizadas en la constitución del mismo, ya que las propiedades de estas
fibras son mucho mayores que las de la matriz polimérica en si. Por este
motivo es importante la selección de un material de refuerzo acorde con las
cargas de tensión a las que va a ser sometida la pieza final
Figura 5-7 Efecto de las cargas de tensión sobre los materiales compuestos
5.3.2 COMPRESIÓN
La siguiente figura muestra un compuesto bajo la acción de una carga
compresiva. En este caso las propiedades adhesivas y la dureza de la resina
son cruciales, ya que esta debe mantener las fibras derechas como unas
columnas rectas para evitar que las fibras se enrollen y el material falle.
Figura 5-8 Efecto de las cargas de compresión sobre el material compuesto.
Leopoldo Pérez Barnola
44
Universidad Metropolitana Aircabin GmbH Escuela de Ingeniería Mecánica EADS—Airbus Group Company
5.3.3 CORTE
La figura que se muestra a continuación muestra un material
compuesto bajo la acción de una carga de corte. Este tipo de carga trata de
deslizar capas adyacentes de fibras unas sobre otras. Bajo la acción de
cargas de corte la resina juega el papel primordial trasfiriendo los esfuerzos a
través del material compuesto. Para que un compuesto pueda trabajar bien
bajo cargas de corte la resina no solo debe exhibir buenas propiedades
mecánicas sino que además debe proveer buena adhesión con los refuerzos
fibrosos.
Figura 5-9 Diagrama del efecto de las fuerzas de corte sobre un material compuesto.
5.3.4 FLEXIÓN
Las cargas de flexión son realmente una combinación de cargas de
tensión, compresión y corte, cuando una muestra soporta cargas flexionantes
como se muestra en la Figura 5-10, se puede decir que la parte superior de
la muestra está trabajando bajo compresión, la parte inferior a tensión y la
parte central experimenta cargas cortantes.
Figura 5-10 Diagrama de un material compuesto bajo un estado de cargas flexionantes
Leopoldo Pérez Barnola
45
Universidad Metropolitana Aircabin GmbH Escuela de Ingeniería Mecánica EADS—Airbus Group Company
5.4 COMPARACIÓN DE LAS PROPIEDADES MECÁNICAS DE LOS MATERIALES COMPUESTOS CON OTROS MATERIALES ESTRUCTURALES
Debido a la cantidad de factores que influyen en la generación de las
propiedades mecánicas de los materiales compuestos, un rango muy amplio
de propiedades mecánicas pueden ser alcanzadas, aún considerando que no
se varíen los materiales constituyentes del mismo, sino solo algunos de los
factores que influyen en las propiedades como la fracción volumétrica de
fibra o la orientación de las mismas dentro de la matriz termoplástica, se
pueden obtener entonces variaciones que difieren en sus propiedades en
más de un orden de magnitud, lo que significaría que variaciones mucho
mayores podrían ser obtenidas si se modificaran otras propiedades.
Las comparaciones que se hacen a continuación, muestran los rangos
básicos de las propiedades mecánicas para distintos materiales compuestos,
donde los menores valores de la propiedad para cada material están
asociados a los procesos de manufactura más simples y menos eficientes
como por ejemplo el aplicado por rociado de fibra picadas de vidrio, y los
valores más altos de las propiedades están asociados a los procesos de
manufactura de alta tecnología como el moldeado en autoclaves con material
reforzado con fibras unidireccionales usando laminados preconformados.
Para los otros materiales (no compuestos) mostrados el rango
representa las propiedades para distintas clases o aleaciones como en el
caso de los metales.
Leopoldo Pérez Barnola
46
Universidad Metropolitana Aircabin GmbH Escuela de Ingeniería Mecánica EADS—Airbus Group Company
Rangos de Resistencia a la Tracción para distintos materiales
0
500
1000
1500
2000
2500
3000
MaderaAluminio
TitanioAcero
Compósito de Fibra de Vidrio-E
Compósito de Fibra de Vidrio-S
Compósito de Aramida
Compósito de Fibra Carbono-HS
Compósito de Fibra Carbono-IM
Res
iste
ncia
a la
Tra
cció
n (M
pa)
Figura 5-11 Diagrama comparativo de la resistencia a la tracción para diferentes materiales
Rangos del Módulo de Tensión para distintos materiales
0
30
60
90
120
150
180
210
Madera
AluminioTitanio
Acero
Compósito de Fibra de Vidrio-E
Compósito de Fibra de Vidrio-S
Compósito de Aramida
Compósito de Fibra Carbono-HS
Compósito de Fibra Carbono-IM
Mod
ulo
de E
last
icid
ad (G
pa)
Figura 5-12 Diagrama comparativo del Módulo de elasticidad para diferentes materiales
Leopoldo Pérez Barnola
47
Universidad Metropolitana Aircabin GmbH Escuela de Ingeniería Mecánica EADS—Airbus Group Company
Rangos para la Densidad de distintos materiales
0
1
2
3
4
5
6
7
8
MaderaAluminio
TitanioAcero
Compósito de Fibra de Vidrio-E
Compósito de Fibra de Vidrio-S
Compósito de Aramida
Compósito de Fibra Carbono-HS
Compósito de Fibra Carbono-IM
Den
sida
d (g
/cm
3 )
Figura 5-13 Diagrama comparativo de los rangos de densidad para distintos materiales
Las figuras anteriores muestran claramente el rango de propiedades
en las que pueden diferenciarse los materiales compuestos. Estas
propiedades pueden ser clasificadas como altos materiales con altas
resistencias y durezas, combinado con bajas densidades, esta combinación
es la que hace de los materiales compuestos los materiales ideales para la
construcción de estructuras donde el peso juega un papel fundamental, esto
es particularmente cierto para aquellas aplicaciones que implican
movimiento, como es el caso de carros, trenes y aviones. Donde una
estructura más liviana juega un papel importante en hacer dichas
aplicaciones más eficientes.
Esta relación de alta dureza y resistencia frente al bajo peso puede
ser mejor ilustrada si graficamos las propiedades específicas de los
materiales. Estas propiedades específicas se obtienen simplemente al dividir
la propiedad del material entre su densidad. Generalmente los valores de las
Leopoldo Pérez Barnola
48
Universidad Metropolitana Aircabin GmbH Escuela de Ingeniería Mecánica EADS—Airbus Group Company
propiedades más altos de los materiales se obtienen con las variantes más
densas del material, esto es tomado en cuenta en las gráficas.
Rangos de Resistencia a la Tensión específica para distintos Mat.
0250500750
10001250150017502000
Madera
AluminioTitanio
Acero
Compósito de Fibra de Vidrio-E
Compósito de Fibra de Vidrio-S
Compósito de Aramida
Compósito de Fibra Carbono-HS
Compósito de Fibra Carbono-IMRes
iste
ncia
esp
ecífi
ca a
la T
racc
ión
Figura 5-14 Diagrama comparativo de los valores específicos de resistencia a la tracción
Rangos del Módulo Específico de Tensión para distintos materiales
0102030405060708090
100110120
Madera
AluminioTitanio
Acero
Compósito de Fibra de Vidrio-E
Compósito de Fibra de Vidrio-S
Compósito de Aramida
Compósito de Fibra Carbono-HS
Compósito de Fibra Carbono-IM
Mód
ulo
Esp
ecífi
co d
e E
last
icid
ad
Figura 5-15 Diagrama comparativo de los valores del Módulo específico para diferentes materiales
Leopoldo Pérez Barnola
49
Universidad Metropolitana Aircabin GmbH Escuela de Ingeniería Mecánica EADS—Airbus Group Company
Otras gráficas comparativas de propiedades para distintos materiales
son presentadas en la sección de refuerzos capítulo 7.
Leopoldo Pérez Barnola
50
Universidad Metropolitana Aircabin GmbH Escuela de Ingeniería Mecánica EADS—Airbus Group Company
6. MATRIZ POLIMÉRICA O SISTEMA DE RESINA
6.1 INTRODUCCIÓN
Los materiales compuestos, combinan las propiedades específicas de
sus componentes individuales con el propósito de obtener unas
características únicas por sinergia. Sus propiedades mecánicas y
características de diseño les han permitido a estos materiales su desarrollo
en una amplia variedad de aplicaciones innovadoras donde se requieren de
muy altos rendimientos. Aunque todavía su uso en aplicaciones sencillas
está limitado debido a las complicaciones de manufactura y elevados costos,
producto de largos ciclos de producción y elevados costos de manufactura.
Aunque en el sector de los materiales compuestos, las matrices
termoendurecibles han dominado tradicionalmente el mercado. En los
últimos años las matrices de materiales termoplásticos han ido ganando
terreno.
6.2 PROPIEDADES REQUERIDAS PARA LA SELECCIÓN DE UNA BUENA MATRIZ POLIMÉRICA
Para que un material compuesto presente buenas propiedades, se
debe seleccionar una matriz polimérica que cumpla con ciertos
requerimientos, entre los mismos podemos citar:
1. Buenas propiedades mecánicas.
2. Buenas propiedades adhesivas.
3. Buenas propiedades resistivas
Leopoldo Pérez Barnola
51
Universidad Metropolitana Aircabin GmbH Escuela de Ingeniería Mecánica EADS—Airbus Group Company
4. Buena resistencia a sufrir degradaciones por el contacto con el
medio donde se va a utilizar.
6.2.1 PROPIEDADES MECÁNICAS DE LAS RESINAS
La Figura 6-1 muestra la curva esfuerzo-deformación para un sistema
de resínico ideal. En dicha figura se presenta una resina que muestra un alto
valor para el esfuerzo último y una alta rigidez indicada por la pendiente
inicial de la curva y el alto valor de deformación para la falla. Esto indica que
la resina es inicialmente rígida pero que a la vez no falla por fragilidad.
Figura 6-1 Diagrama esfuerzo deformación para un sistema de resina ideal
Se debe notar que cuando un sistema compuesto es cargado en
tensión, para que la totalidad de las propiedades mecánicas de las fibras
sean alcanzadas, la resina debe de ser capaz de deformarse al menos la
misma cantidad que lo que lo hace la fibra. La siguiente figura muestra la
deformación a la falla para algunos materiales que usados como refuerzos
comúnmente.
Leopoldo Pérez Barnola
52
Universidad Metropolitana Aircabin GmbH Escuela de Ingeniería Mecánica EADS—Airbus Group Company
Figura 6-2 Deformación a la falla para algunos materiales usados comúnmente como refuerzos,
tomado del manual de GE Plastics “Composites Basics”
Aquí se puede ver por ejemplo que para constituir un sistema
compuesto adecuado la fibra de vidrio clase S (con un porcentaje de
elongación para la falla de 5,5%), va a requerir de una resina que falle con un
porcentaje de elongación similar o superior a dicho valor para de esta
manera poder alcanzar los máximos valores de resistencia en sus
propiedades tensiles antes de fallar.
6.2.2 PROPIEDADES ADHESIVAS DE LA RESINA
Una buena adhesión entre la resina y las fibras es de vital importancia,
esto asegura la que las cargas son transmitidas eficiente y uniformemente a
los largo de todas las fibras, previniendo la fractura de fibras por sobrecarga
puntuales o el despegado de las fibras de la matriz cuando el sistema es
sometido a cargas. Los agentes de engomado o Sizing, son utilizados
comúnmente para incrementar esta propiedad.
6.2.3 TENACIDAD DEL SISTEMA RESÍNICO
La tenacidad es una medida de la resistencia de los materiales a la
propagación de fracturas, pero en los materiales compuestos esta es una
propiedad difícil de medir, de todas maneras de la curva de esfuerzo-
deformación de la matriz polimérica mencionada anteriormente se pueden
obtener indicaciones de la tenacidad del material.
Leopoldo Pérez Barnola
53
Universidad Metropolitana Aircabin GmbH Escuela de Ingeniería Mecánica EADS—Airbus Group Company
Generalmente mientras más deformación acepte el material antes de
fallar, más tenaz y más resistente a las fallas será la resina. Contrariamente
un sistema polimérico que falla con una baja deformación tenderá a crear
compuestos frágiles que fallarán fácilmente. Por este motivo es muy
importante igualar esta propiedad con las propiedades de elongación de las
fibras a se usadas como refuerzo.
6.2.4 PROPIEDADES AMBIENTALES DEL SISTEMA RESÍNICO
Una buena resistencia o inocuidad al medio que rodeará a la pieza
cuando esta esté en servicio, es también otro factor importante que debe
considerarse para la selección de la matriz polimérica.
La resina debe ser capaz de resistir los ciclos de cargas a los cuales
va a ser sometida, más el estrés adicional que podrían causar las
condiciones externas donde se utilizará la pieza como por ejemplo el servicio
a muy altas o bajas temperaturas, o el contacto con sustancias agresivas
como líquidos hidráulicos, fluido de frenos o el agua.
6.3 TIPOS DE RESINAS
Las resinas utilizadas en la formación de los materiales compuestos
reforzados son polímeros y como tales tienen una importante propiedad en
común, todos están formados por grandes moléculas formadas por pequeñas
unidades repetidas que están encadenadas entre si.
6.3.1 CLASIFICACIÓN DE LOS POLÍMEROS
Los polímeros pueden ser clasificados según su proveniencia, en
sintéticos o naturales si estos son hechos por el hombre o se de forma libre
en la naturaleza, pero esta clasificación carece de mucha importancia, en
cambio la clasificación por sus propiedades representa mayor interés, y
Leopoldo Pérez Barnola
54
Universidad Metropolitana Aircabin GmbH Escuela de Ingeniería Mecánica EADS—Airbus Group Company
según esta los polímeros están clasificados en Termoplásticos y
Termoendurecibles.
6.3.1.1 Polímeros Termoplásticos
Estos polímeros al igual que los metales se ablandan con el calor y
eventualmente se derriten, endureciéndose nuevamente cuando se enfrían.
Este proceso de cruzar el punto de ablandamiento o de fusión/solidificación
subiendo o bajando la temperatura puede ser realizado infinidad de veces sin
ocasionar cambios apreciables en las propiedades del polímero en
cualquiera de sus estados.
6.3.1.2 Polímeros Termoendurecibles
La manufactura de este tipo de polímeros debe ser realizada In-Situ,
en donde la resina y el catalizador o la resina y el endurecedor son
mezclados y llevan a cabo una reacción química irreversible, para formar un
producto duro e infusible, la reacción de los polímeros termoendurecibles
puede ser llevada a cabo de dos maneras distintas dependiendo del tipo de
resina. El primer tipo de resina produce el compuesto termoseteable por una
reacción de condensación, donde sustancias volátiles son obtenidas como
subproductos de reacción dentro de este tipo de resinas se encuentran las
resinas fenólicas. El segundo tipo de resina se lleva a cabo por una reacción
de adición facilitando el proceso al no generar subproductos que deban ser
removidos dentro de este tipo de resinas se encuentran los poliésteres y los
epóxidos.
El proceso en el que ocurre la reacción que endurece la resina se
llama curado y es irreversible, los compuestos termoendurecibles no se
vuelven líquidos de nuevo si son calentados por lo que este tipo de resinas
no es reprocesable ni reciclable. Aunque sobre cierto valor de temperatura
(temperatura del punto de transición del vidrio) las propiedades mecánicas
de estos polímeros pueden disminuir significativamente.
Leopoldo Pérez Barnola
55
Universidad Metropolitana Aircabin GmbH Escuela de Ingeniería Mecánica EADS—Airbus Group Company
Esta temperatura varía considerablemente para cada tipo de resina, el
grado de curado efectuado y si la mezcla resina–catalizador o endurecedor
fue realizada correctamente.
Por encima de la temperatura de transición de vidrio la estructura del
polímero varía de una rígida y cristalina a una amorfa y más flexible donde
las propiedades mecánicas se ven reducidas notoriamente, propiedades
como la rigidez y la resistencia al corte y a fuerzas compresivas se ven
seriamente afectadas, otras propiedades pueden ser también afectadas pero
en menor grado como la resistencia química frente a otras sustancias o la
estabilidad cromática del material.
El desarrollo del presente trabajo está basado en el uso de materiales
compuestos basados en un sistema resínico termoplástico, en la sección 6.4
se presentó una lista con las ventajas de trabajar con polímeros
termoplásticos sobre polímeros termoendurecibles.
El polímero termoplástico seleccionado para conformar la matriz
resínica en el desarrollo fue la Polieterimida, en la siguiente sección
estudiaremos algunas de sus propiedades, beneficios y limitaciones.
6.4 VENTAJAS DE LAS MATRICES TERMOPLÁSTICAS SOBRE LAS TERMOENDURECIBLES
Los materiales compuestos de matrices termoplásticas ofrecen una
serie de ventajas frente a los de matrices termoendurecibles como las
siguientes:
-Menores costos de almacenamiento, al no tener ningún
requerimiento especial, al contrario de los termoendurecibles donde
Leopoldo Pérez Barnola
56
Universidad Metropolitana Aircabin GmbH Escuela de Ingeniería Mecánica EADS—Airbus Group Company
el material debe ser almacenado bajo condiciones especiales de
refrigeración.
-Los materiales termoplásticos, pueden ser almacenados por
periodos ilimitados. No así los termoendurecibles que tienen un
periodo de vida útil, después del cual las propiedades finales del
producto se ven afectadas.
Los termoplásticos pueden ser procesados con mayor velocidad
debido a la ausencia de periodos de curado necesarios para los
termoendurecibles.
-Para los materiales termoplásticos, procesos como la
postconformación y unión de partes para formar ensambles es
posible sin ninguna complicación, no así para los termoendurecibles,
en los cuales una vez realizado el proceso de curado, ya no pueden
ser conformados nuevamente.
-Con los materiales termoplásticos el material sobrante o defectuoso
puede ser reciclado o reprocesado evitando pérdidas mayores en
desperdicio, cosa que no puede ser hecha con los materiales
termoendurecibles.
Aunque se debe decir también que para poder obtener los mayores
beneficios de estos materiales termoplásticos, son requeridas mejores e
innovadoras técnicas de procesamiento, ya que los procesos y tecnologías
disponibles hasta los momentos no logran satisfacer las demandas de diseño
requeridas para la fabricación de partes con geometrías complicadas a base
de material termoplástico reforzado con material fibroso continuo.
Leopoldo Pérez Barnola
57
Universidad Metropolitana Aircabin GmbH Escuela de Ingeniería Mecánica EADS—Airbus Group Company
6.5 POLIETERIMIDA PROPIEDADES (PEI)
La Polieterimida o por su nombre en inglés Polyetherimide (PEI), es el
polímero termoplástico seleccionado para conformar el sistema resínico del
presente trabajo.
Esta realizar la selección del polímero se tomaron en cuenta las
propiedades mecánicas, así como algunas condiciones de procesamiento
entre las cuales se encuentra la facilidad de termoformar el polímero y la
amplitud de su rango de operación.
También se tomaron en cuenta las normativas regulatorias existentes
para la selección de materiales a ser usados en la construcción de
componentes de interiores de aviones.
La Polieterimida es un polímero amorfo de alto desempeño, que está
caracterizado por unas excelentes propiedades térmicas, una buena
resistencia química, y una propiedad inherente de actuar como retardante de
llama.
Este polímero es normalmente manufacturado por la policondensación
del siguiente monómero.
Figura 6-3 Estructura del monómero de la polieterimida
6.5.1 PROPIEDADES BÁSICAS DEL POLÍMERO
Las propiedades básicas del polímero son las siguientes y decimos
básicas porque las mismas pueden ser mejoradas con la introducción de
aditivos en pequeñas cantidades para mejorar alguna propiedad específica.
Leopoldo Pérez Barnola
58
Universidad Metropolitana Aircabin GmbH Escuela de Ingeniería Mecánica EADS—Airbus Group Company
• Alta y duradera resistencia térmica, el polímero exhibe una
temperatura de transición de vidrio de 217°C.
• Retardante de llama intrínseco, con baja evolución de humo,
cumpliendo con los requerimientos regulatorios en materia de
seguridad ampliamente.
• Resistencia y módulo excepcionalmente altos a temperaturas
elevadas.
• Buena resistencia a una gran cantidad de químicos, como
soluciones acuosas, soluciones de alcoholes, hidrocarburos
completamente hidrogenados, fluidos hidráulicos y otros.
• Constante dieléctrica y factor disipativo estable bajo una amplia
variedad de rangos de temperaturas y frecuencias.
• Exhibe transparencia a la luz visible, luz infrarroja y microondas.
• Excelente estabilidad dimensional. Coeficiente de expansión
térmico bajo y uniforme.
Los datos de las propiedades reportadas por el fabricante del polímero
se encuentran incluidos en el Anexo 1, los valores reportados fueron
validados por el equipo de analítica de la compañía, generando al final un
reporte donde hacía constar que las propiedades que anunciaba el fabricante
eran cumplidas en su totalidad por el producto suministrado.
Leopoldo Pérez Barnola
59
Universidad Metropolitana Aircabin GmbH Escuela de Ingeniería Mecánica EADS—Airbus Group Company
Figura 6-4 Film de PEI, de GE Plastics®, serie Ultem 1000.
Leopoldo Pérez Barnola
60
Universidad Metropolitana Aircabin GmbH Escuela de Ingeniería Mecánica EADS—Airbus Group Company
7. REFUERZOS
El rol de un refuerzo en un material compuesto es fundamentalmente
el incrementar las propiedades mecánicas del sistema resínico. En los
materiales compuestos generalmente se usan refuerzos en forma de fibras,
ya sea continuas o con un cierto tamaño que varia desde micras hasta un par
de centímetros. Cada tipo de fibra posee propiedades diferentes, y por este
motivo contribuye de manera distinta en las propiedades del material
compuesto final que forma.
En esta sección se presentan las propiedades y características de los
tipos más generales de fibras usadas como refuerzos.
Para ayudar en el manejo de las fibras las mismas son comúnmente
arregladas en forma de hojas o laminaciones, estas laminaciones pueden ser
ensambladas en una variedad de formas de las cuales hablaremos más
adelante, estas formas ordenadas en las cuales se ordenan las fibras se
llaman tejidos, que dependiendo de sus propiedades y tipo, pueden variar en
gran medida las propiedades del material compuesto que generan.
7.1 PROPIEDADES DE LAS FIBRAS DE REFUERZO
Las propiedades mecánicas de las fibras de refuerzo son en forma
general considerablemente más altas que las del sistema resínico sin
refuerzo. Y las propiedades del material compuesto generado están entonces
dominadas por la contribución de las fibras a el material compuesto.
Los principales factores que gobiernan la contribución de las fibras en
las propiedades del material compuesto final son los siguientes:
1. Propiedades mecánicas básicas de la fibra por si misma.
Leopoldo Pérez Barnola
61
Universidad Metropolitana Aircabin GmbH Escuela de Ingeniería Mecánica EADS—Airbus Group Company
2. La interacción superficial de la fibra con la resina (la interfase).
3. La cantidad de fibra en el material compuesto (fracción volumétrica
de fibra).
4. La orientación de las fibras en el material compuesto.
Las propiedades mecánicas básicas de los tipos de fibras de refuerzos
más comunes son presentadas a continuación en la siguiente tabla. La
interacción superficial es controlada por el grado de pegado o adherencia
que existe entre la resina y la fibra, este grado de pegado está altamente
influenciado por el tratamiento dado a la superficie de la fibra, una
descripción de los diferentes tipos de tratamientos y acabados también se
presenta más adelante.
Tipo de Material Resistencia a la tracción (Mpa)
Módulo de tensión (Gpa)
Densidad Típica (gr./ml.)
Módulo específico
carbón HS 3500 160 – 270 1,8 90 - 150 carbón IM 5300 270 – 325 1,8 150 – 180 carbón HM 3500 325 – 440 1,8 180 – 240 carbón UHM 2000 440+ 2,0 200+ Aramida LM 3600 60 1,45 40 Aramida HM 3100 120 1,45 80 Aramida UHM 3400 180 1,47 120 Vidrio E 2400 69 2,5 27 Vidrio S2 3450 86 2,5 34 Vidrio Cuarzo 3700 69 2,2 31 Alea. Aluminio 7020 400 10-69 2,7 26 Titanio 950 110 4,5 24 Acero dulce (grado 55) 450 205 7,8 26 Acero inox (A5-80) 800 196 7,8 25 Acero HS (17/4 H900) 1241 197 7,8 25
Tabla 1 Propiedades mecánicas básicas para algunos materiales
La cantidad de fibra que es posible introducir como refuerzo en la
matriz resínica está altamente gobernada por el proceso de manufactura
usado. Pero tejidos con fibras empacadas de una manera más cercana
darán como resultado fracciones volumétricas de fibra mayores que si se
seleccionaran tejidos con grupos de fibras más dispersos y con mayores
espacios vacíos.
Leopoldo Pérez Barnola
62
Universidad Metropolitana Aircabin GmbH Escuela de Ingeniería Mecánica EADS—Airbus Group Company
El diámetro de la fibra es también otro factor importante, donde la
inclusión de fibras con un menor diámetro pero en una fracción volumétrica
igual de fibra favorecerá las propiedades mecánicas del material compuesto
final, debido al aumento del área de contacto que esparcirá mejor las cargas
interfaciales matriz-resina.
Como una regla general la resistencia y la dureza del material
compuesto generado se incrementan en proporción a la fracción volumétrica
de fibra incluida en el sistema, hasta un límite entre el 60 y 70% dependiendo
del proceso de introducción de las fibras usado. A partir de estos valores
aunque los resultados de las pruebas de tracción continúan aumentando, la
resistencia del laminado comienza a disminuir debido a la falta de resina que
mantenga las fibras unidas adecuadamente.
Finalmente las fibras tienen la particularidad de que ellas exhiben
buenos valores en sus propiedades mecánicas solo cuando estas son
medidas a lo largo de la fibra, no así cuando estas propiedades son medidas
a lo ancho. Por este motivo las fibras de refuerzo pueden ser orientadas para
que las cargas sean soportadas a lo largo de las fibras y no a lo ancho, esta
peculiaridad le da a los materiales compuestos generalmente una anisotropía
que si se sabe aprovechar puede ser beneficiosa, ya que permite eliminar
cualquier exceso de material que no esté cumpliendo función alguna debido
a que no soporta ninguna carga.
7.2 PROPIEDADES MECÁNICAS DEL LAMINADO
Las propiedades de las fibras sólo muestran parte del panorama
completo, ya que las propiedades del material compuesto producido van a
depender de las propiedades mecánicas de ambas partes la resina y la fibra,
la orientación de las fibras en la matriz polimérica, la fracción de fibra dentro
de la matriz y de la manera en que interactúan la matriz y las fibras.
Leopoldo Pérez Barnola
63
Universidad Metropolitana Aircabin GmbH Escuela de Ingeniería Mecánica EADS—Airbus Group Company
Los siguientes diagramas muestran las propiedades tensiles y de
compresión de los principales tipos de refuerzos encontrados en el mercado
para una fracción volumétrica de 55% (valor comúnmente encontrado en la
industria aeroespacial) usando los refuerzos orientados unidireccionalmente
en el sentido de las cargas.
Figura 7-1 Propiedades mecánicas de los principales tipos de refuerzo.
Estos dos gráficos muestran las resistencias y las máximas
deformaciones a la falla, para diferentes materiales de refuerzo, La pendiente
de cada curva representa también el módulo de rigidez del material
compuesto desarrollado, mientas mayor es la pendiente mayor es la rigidez.
La gráfica también muestra como algunas fibras (por ejemplo aramida) tienen
propiedades distintas cuando son cargadas a compresión o a tracción.
En la siguiente Figura 7-2 se presentan las propiedades de impacto
para diferentes tipos de laminados usando el mismo tipo de resina,
cambiando el tipo de refuerzo.
0
50
100
150
200
250
300
Res
iste
ncia
al i
mpa
cto
(ft.lb
s/in
2 )
Fibra deVidrio-E
Fibra deVidrio-S
Fibra deAramida
Fibra deCarbón-HS
Figura 7-2 Resistencia al impacto para diferentes tipos de refuerzos
Leopoldo Pérez Barnola
64
Universidad Metropolitana Aircabin GmbH Escuela de Ingeniería Mecánica EADS—Airbus Group Company
El daño por impacto puede causar graves problemas cuando se usan
fibras de materiales de alta dureza especialmente en laminados delgados.
Pero en algunas estructuras como las tipo sándwich, donde se usan almas,
el laminado puede ser de menos de 0,3mm de espesor. Y tener buenas
resistencias al impacto. Otros factores también afectan la resistencia al
impacto como la orientación de las fibras y el estilo de tejido.
0
10
20
30
40
50
60
70
Cos
tos
tipic
os e
n U
S$ p
or m
2 de
tejid
o
wov
en d
e 30
0gr/m
2
Fibra deVidrio-ERoving
Fibra deVidrio-E Hilos
Fibra deVidrio-S Hilos
Fibra deAramida
Fibra deCarbón-HS
Fibra deCarbón IM
Figura 7-3 Diagrama de costos para los tejidos de refuerzo por m2 de tejido para tejidos livianos
Para los sistemas de tejidos pesados de más de 900gr/m2, los valores
de los costos se acercan mucho más entre si.
7.3 FIBRA DE VIDRIO COMO MATERIAL DE REFUERZO
7.3.1 VIDRIO
Mezclando las materias primas (productos de cantera: arena, caolina,
piedra caliza, roca silícea) a 1.600°C, se forma vidrio líquido, este se pasa a
través de rejillas microfinas y es enfriado simultáneamente para formar los
filamentos de fibra de vidrio con un diámetro que varía desde 5 a 24µ. Los
filamentos son entonces halados y unidos de distintas maneras según lo que
Leopoldo Pérez Barnola
65
Universidad Metropolitana Aircabin GmbH Escuela de Ingeniería Mecánica EADS—Airbus Group Company
se busque, desde la formación de hebras compactas para formar hilos, hasta
otras formas que constituyen más bien un grupo con poca adherencia y
vagamente asociados, estas hebras o hilos son tratadas con un agente de
encolado para proveer la cohesión necesaria a los filamentos y proteger al
vidrio de la abrasión.
Con variaciones de la fórmula, diferentes tipos de vidrio pueden ser
producidos, los más usados para la construcción de refuerzos estructurales
son los siguientes:
7.3.1.1 Tipos de vidrio usados como refuerzos estructurales
1. Vidrio-E (Electric), vidrio de bajo contenido alcalino, más
fuerte que el vidrio-A (alcalino), buena dureza y resistencia a
la tracción y a la compresión, buena resistencia eléctrica y
relativos bajos costos 1,5-3 US$/Kg., resistencia al impacto
pobre. Es el tipo más común de vidrio usado como fibras de
refuerzo en materiales compuestos.
2. Vidrio-C (Chemical), vidrio con mayor resistencia a los
ataques químicos. Mayormente usado como superficie de
recubrimiento en la capa exterior de laminados usados en
tanques y tuberías para almacenar químicos o agua.
3. Vidrio R, S o T, vidrios con nombres registrados los cuales
poseen mayor resistencia y módulo de tracción que el vidrio
tipo E; además de una mejor retención de la resistencia.
Mejores propiedades de mojado, alcanzadas a través de
menores diámetros de los filamentos. Este tipo de vidrio es
usado en aplicaciones de alta exigencia, los bajos volúmenes
de producción se traducen en altos precios, donde el costo
de este material puede estar entre 25-30 US$/Kg.
Leopoldo Pérez Barnola
66
Universidad Metropolitana Aircabin GmbH Escuela de Ingeniería Mecánica EADS—Airbus Group Company
7.4 TIPOS DE FIBRA DE VIDRIO DISPONIBLES COMERCIALMENTE
Las hebras de fibra de vidrio consisten en un grupo de filamentos finos
e individuales que son producidos continuamente, mientras son halados de
un horno con vidrio derretido.
El diámetro del filamento es el factor determinante de propiedades
como: la resistencia y la procesabilidad de las hebras. Por lo general el
diámetro de los filamentos está entre 4 y 24µm. Durante el proceso de
fabricación de los filamentos, éstos se unen para formar una hebra. Para
lograr excelencia en la manufacturación de las hebras a las mismas se les
aplica un ligero enroscado para protegerlas.
Para mayor protección y para asegurar la integridad del producto, a
las hebras se les agrega un agente de engomado. Este producto protege al
material de daños debido a influencias mecánicas durante los procesos de
producción posteriores.
Básicamente hay dos tipos de agentes engomantes: El agente de
engomado textil y el agente de engomado plástico.
El agente de engomado textil está constituido de manera que la hebra
pueda ser desengomada térmicamente o enjuagándola con agua. Los
contenidos residuales del agente deben estar por debajo del 0,1%. Esto es
esencial para las aplicaciones en las que el pegamento afectaría
negativamente la unión entre el filamento y la matriz, la cual se aplica
posteriormente. Los agentes de engomado plásticos ya contienen un agente
de conexión, que endurece la unión entre el filamento y el material de la
matriz. Las hebras que contienen agentes de engomado plástico pueden ser
utilizadas justo después de haber sido entretejidas sin necesidad de
desengomarlas o de cualquier otro proceso final.
Leopoldo Pérez Barnola
67
Universidad Metropolitana Aircabin GmbH Escuela de Ingeniería Mecánica EADS—Airbus Group Company
Una cualidad generalmente diferencial de la hebra es la densidad
lineal que se especifica mediante la unidad física Tex (1 Tex= 1g/1000m)
Para cada aplicación se usan diferentes tipos de hebras, que le dan al
tejido la estructura y las propiedades requeridas. Los diferentes tipos de
fibras se producen al reprocesar las fibras básicas.
Las fibras de hilo pueden ser procesadas fácilmente gracias al ligero
enroscamiento que se les da al momento de la producción, éstas tienen
también una muy buena recepción de la resina. Las fibras de capas, las
cuales consisten en dos o más fibras de hilo entrelazadas, son de alguna
manera más densas y compactas que éstas. La selección correcta del tipo
de fibra a ser utilizada es crítica para los procesos posteriores y para el éxito
en su uso final. Cada aplicación requiere de características específicas.
Fibra de hilo: Se produce con varios filamentos seguidos e
individuales. En general se les enrosca ligeramente a manera protectora.
Fibra de capas: Consiste en dos o más hilos individuales, los
cuales se enroscan en conjunto.
Fibra ensamblada: Consiste en dos o más hilos, colocados
paralelos entre sí, sin enroscarlos.
Leopoldo Pérez Barnola
68
Universidad Metropolitana Aircabin GmbH Escuela de Ingeniería Mecánica EADS—Airbus Group Company
Fibra Roving: Consiste en varios filamentos juntos sin
enroscar, que tienen goma.
Fibra suelta: Consiste en varias fibras de diferentes
decímetros en longitud, las cuales se enroscan todas para formar un bulto. El
gran volumen de fibra es su mayor ventaja.
Fibra texturizada: Se expande con salidas de aire durante
los procesos mecánicos, para así lograr un tipo abultado. Se puede
estabilizar al rociársele grandes cantidades de spray.
Leopoldo Pérez Barnola
69
Universidad Metropolitana Aircabin GmbH Escuela de Ingeniería Mecánica EADS—Airbus Group Company
8. SÁNDWICHES TERMOPLÁSTICOS
Un sándwich estructural puede ser definido como una forma especial
de material compuesto laminado, donde dos caras delgadas y duras son
pegadas a un alma o núcleo grueso y liviano (Figura 8-1). Esta tecnología es
usada en aplicaciones que requieren una alta resistencia a la flexión
combinada con bajo peso.
Figura 8-1 Sándwich estructural.
En la industria del transporte, el peso es un factor de vital importancia,
y se ha demostrado que hasta un 75% de la energía que consume un
vehículo está relacionada con el peso [3]. Entonces las Estructuras tipo
sándwich son las preferidas para la fabricación de componentes en donde el
peso y la dureza juegan un papel crucial.
El primer material usado para la fabricación de núcleos fue la madera
Balsa, usada durante la Segunda Guerra Mundial en la fabricación de partes
para el avión "Mosquito" [4]. Actualmente las almas o núcleos tipo paneles de
abeja ofrecen los mejores radios de resistencia y dureza por peso de
material, ver la Figura 8-2.
Figura 8-2 Almas o núcleos tipo paneles de abeja o Honeycomb.
Leopoldo Pérez Barnola
70
Universidad Metropolitana Aircabin GmbH Escuela de Ingeniería Mecánica EADS—Airbus Group Company
Pero este tipo de núcleos también tiene dos grandes desventajas, la
primera es que aunque los paneles planos son fácilmente manufacturados,
obtener curvaturas es una tarea difícil, y las alternativas de manufactura para
paneles curvos son limitadas y especialmente laboriosas, mucho más para
aquellas que envuelven múltiples curvaturas (Figura 8-3-a), por este motivo
la mayoría de las partes tipo sándwich son planas o poseen curvaturas
limitadas (Figura 8-3-b). Como segunda desventaja está su alto costo, lo cual
ha restringido la aplicación principalmente a producciones de tamaño
mediano como las encontradas dentro de la industria aeroespacial.
Figura 8-3 Fotos de Partes construidas con estructuras tipo Sándwich. La primera es una estructura
con curvatura compleja, mientras la segunda es una parte con curvatura simple.
El actual desarrollo de estructuras tipo sándwich está motivado por la
necesidad de incrementar las libertades de diseño, el reducir la labor manual
y el de disminuir el costo de las partes.
La manufactura de partes de doble curvatura usando sándwich como
los vistos en los paneles interiores de cabinas (Figura 8-3-a) es todavía
llevado a cabo por laminación manual, resultando así en altos costos de
manufactura y largos ciclos de producción, los cuales son sólo aceptables
para pequeñas series de producción.
Para poder solventar las debilidades mencionadas anteriormente, es
necesaria la correcta selección de los materiales que conformaran
posteriormente el sándwich, tanto internos (el alma o núcleo) como externos
(las caras), ya que el diseño del sándwich estructural no se podrá llevar a
Leopoldo Pérez Barnola
71
Universidad Metropolitana Aircabin GmbH Escuela de Ingeniería Mecánica EADS—Airbus Group Company
cabo por separado del diseño y desarrollo de sus partes constituyentes.
Como ejemplo podemos tomar el siguiente: La facilidad en la manufactura de
componentes con doble curvatura va a depender de la formabilidad de cada
uno de los constituyentes del sistema; si alguno de los materiales
constituyentes del mismo no permite ser formado a la forma deseada,
entonces el propio componente no podrá ser manufacturado.
Nuevos sistemas materiales han sido desarrollados, como las
confecciones tipo Knitted en tres dimensiones que integran las caras y el
núcleo en un solo sistema, pero estos están restringidos al uso con resinas
termoendurecibles únicamente, lo que limita sus aplicaciones debido a sus
altos costos y largos ciclos de manufactura.
El desarrollo de núcleos o almas, hechos con la misma resina
termoplástica espumada (Foam) que compone las caras, es también un
avance para la formabilidad de piezas complejas, aunque el material tenga
un costo más elevado que el Nomex® usado en los Honeycomb, la reducción
de los costos asociados de procesamiento así como los menores ciclos de
producción apuntan hacia una reducción de los costos totales, de la
fabricación de la parte final.
El termoformado usando el método Twin-Sheet ofrece la posibilidad de
reducir el tiempo de los ciclos de operación, un factor importante a la hora de
requerir de medianos a altos volúmenes de operación para los equipos.
Aunque este es un proceso que no es usado en la conformación de piezas
con material reforzado hasta los momentos, la posibilidad que ofrece de
conformar piezas terminadas en un simple y rápido paso, genera un
particular interés, a partir del cual surge el presente trabajo.
El desarrollo de preformados termoplásticos tipo sándwich para el uso
en conformados en tres dimensiones (3-D) representa un avance importante
en la ciencia de manufactura que podría abrir nuevos mercados con un gran
Leopoldo Pérez Barnola
72
Universidad Metropolitana Aircabin GmbH Escuela de Ingeniería Mecánica EADS—Airbus Group Company
potencial. Dicho desarrollo requiere la ampliación de los estudios en distintos
campos como:
Estudios de drapabilidad para distintos preformados textiles.
Modelado de la cinética de impregnación de los tejidos.
Modelado de la cinética de termoformado de las partes y la
estructura completa del componente.
Evaluación de los costos de manufactura, entre otros.
Leopoldo Pérez Barnola
73
Universidad Metropolitana Aircabin GmbH Escuela de Ingeniería Mecánica EADS—Airbus Group Company
9. PROCESO DE TERMOFORMADO TWIN-SHEET
El termoformado es un término genérico que cubre las distintas
técnicas para producir plástico o material compuesto a partir de láminas
planas. En la manera más sencilla envuelve el cubrimiento de una lámina
ablandada por el efecto del calor sobre un molde bajo el efecto de una
presión ejercida [13].
Estas técnicas fueron originalmente desarrolladas para dar forma y
rigidez a láminas termoplásticas sin refuerzo. La adición de materiales
reforzantes, complica seriamente el proceso, debido a la naturaleza
heterogénea del material, pero brinda ventajas únicas en cuanto a la mejora
de las propiedades mecánicas finales obtenidas.
A continuación se presenta una breve explicación del proceso de
termoformado Twin-Sheet.
9.1 DESCRIPCIÓN DEL PROCESO TWIN-SHEET
Este un proceso de moldeado cuya característica principal es que
consta de dos moldes, uno inferior y uno superior, en los cuales se van a
conformar simultáneamente dos laminados, para que una vez que alcancen
la forma deseada sean pegados, al unir los dos laminados calientes al utilizar
una presión hidráulica sobre las herramientas.
El proceso puede utilizar para dar forma al laminado presión, vacío, o
una combinación de ambas, para el caso de conformación de materiales
compuestos, las altas energías de conformación hacen que la presión sea un
requerimiento necesario para poder lograr el conformado, más el vacío sigue
Leopoldo Pérez Barnola
74
Universidad Metropolitana Aircabin GmbH Escuela de Ingeniería Mecánica EADS—Airbus Group Company
siendo opcional y dependerá de la aplicación en especial para determinar su
necesidad o no.
A continuación se presenta una serie de imágenes de un equipo
Twin-Sheet, el objetivo es el de dar a conocer las partes que integran el
equipo así como su función.
Figura 9-1 Fotografía equipo Twin-Sheet
Leopoldo Pérez Barnola
75
Universidad Metropolitana Aircabin GmbH Escuela de Ingeniería Mecánica EADS—Airbus Group Company
Figura 9-2 Fotografía, Etapa de enfriamiento del proceso de Conformado
Los moldes del equipo Twin-Sheet, pueden ser internamente enfriados
o calentados según la necesidad y el caso. Esta técnica permite la
manufactura de piezas y formas de geometrías complicadas a presiones
medias, de que pueden llegar hasta los 20bar, con dimensiones precisas y
buen acabado superficial. Este método se puede usar en conjunto con la
inserción de aplicaciones, materiales u otras piezas para formar un
componente final ensamblado en un solo paso.
Está técnica procesa piezas con geometrías huecas con material
delgado y de grosor uniforme, puedo también utilizarse con material de
relleno, pero esto complica las condiciones de procesamiento, este método
no es apto para la conformación de piezas sólidas.
Los preformados deben ser precalentados, en otra etapa antes del
conformado para evitar ciclos de procesamiento excesivamente largos.
Los preformados son sujetados por un sistema de marcos, este
sistema brinda la estanqueidad necesaria, para evitar la fuga de presión por
un lado o de vacío por el otro, al momento de la conformación (cuando el
material alcanza la temperatura de procesamiento). Los sistemas de marcos
existentes en el mercado no permiten el deslizamiento del material, cosa que
Leopoldo Pérez Barnola
76
Universidad Metropolitana Aircabin GmbH Escuela de Ingeniería Mecánica EADS—Airbus Group Company
podría resultar de utilidad para la conformación de partes complicadas que
requieran de altas deformaciones del tejido.
El proceso Twin-Sheet es un proceso general que puede ser
modificado a conveniencia para lograr los objetivos deseados, utilizando
partes, equipos o condiciones de otros procesos de termoformado para su
aplicación.
El sistema Twin-Sheet permite altas temperaturas de procesamiento,
condición útil, para el conformado de la polieterimida debe ser procesada a
valores cercanos a las 340°C.
Leopoldo Pérez Barnola
77
Universidad Metropolitana Aircabin GmbH Escuela de Ingeniería Mecánica EADS—Airbus Group Company
Desarrollo
Leopoldo Pérez Barnola
78
Universidad Metropolitana Aircabin GmbH Escuela de Ingeniería Mecánica EADS—Airbus Group Company
10. SELECCIÓN DE LOS MATERIALES
Este capítulo está enfocado, en la influencia que tiene la arquitectura
textil de los preformados con refuerzos de fibra, sobre la drapabilidad. Siendo
ésta a su vez la variable más influyente del proceso de conformación de los
componentes.
10.1 OBJETIVOS
Estudiar la drapabilidad de distintos tejidos Knitted y Woven y sus
propiedades mecánicas relacionadas.
Relacionar el desempeño de los distintos parámetros de las
arquitecturas textiles en función de su drapabilidad.
Seleccionar los preformados textiles con mejor drapabilidad para el
uso en los siguientes estudios.
10.2 INTRODUCCIÓN
En la actualidad los requerimientos en el campo de los materiales
compuestos, no están enfocados solamente en las propiedades mecánicas
como hace 10 o 15 años atrás, sino que también en su procesabilidad, su
habilidad para lograr las formas deseadas y su costo total [1]. Uno de los
principales métodos para la manufactura de componentes complejos, como
partes con doble curvatura sigue siendo el laminado manual con
preconformados termoendurecibles. Sin embargo este método requiere de
un trabajo manual intenso, lo que conduce a una repetibilidad limitada. Así
como uno largos ciclos de producción por el requerimiento de largos tiempo
para el curado de las resinas termoendurecibles. Esto conduce
indudablemente a altos costos de fabricación, difíciles de mantener para
Leopoldo Pérez Barnola
79
Universidad Metropolitana Aircabin GmbH Escuela de Ingeniería Mecánica EADS—Airbus Group Company
volúmenes de producción medianos o altos. Por este motivo, el presente
trabajo está enfocado en la creación de nuevos materiales y procesos que
permitan el procesamiento de partes complicadas con materiales
termoplásticos para poder satisfacer altos volúmenes de producción.
Las técnicas actuales de conformado están siendo adaptadas para
lograr mayores volúmenes de producción [3], el termoformado es una de
estas técnicas, y ésta genera un particular interés ya que permite la
conformación de partes complejas a partir de preformados inicialmente
planos. En el termoformado las láminas de preformado inicialmente planas se
calientan a temperaturas por encima del punto de ablandamiento de la
matriz, lo que permite por alguna de las distintas opciones (para nuestro caso
termoformado por el método Twin-Sheet, se aplica presión y vacío como
energía para la conformación) la deformación del material dentro de la(s)
herramienta(s) en la forma deseada, para entonces enfriarlo y desmoldearlo,
pero el uso de esta tecnología con materiales y refuerzos textiles continuos
es un nuevo reto, ya que el comportamiento del material es muy diferente a
aquellos sin refuerzos o con fibras cortas de material de refuerzo.
En adición a las propiedades del material y a los parámetros
geométricos de la parte, la arquitectura de las fibras juega un papel
fundamental en la drapabilidad de los preformados textiles [7-11].
Problemas durante el conformado son frecuentemente observados,
como por ejemplo la formación de arrugas o fallas locales de las fibras de
refuerzo. Estos problemas son el resultado de falta de control sobre la
deformación local o la tensión interna sobre las fibras.
Leopoldo Pérez Barnola
80
Universidad Metropolitana Aircabin GmbH Escuela de Ingeniería Mecánica EADS—Airbus Group Company
Figura 10-1 Defectos encontrados generalmente en piezas hechas por un proceso de termoformado
con material de refuerzo, Arrugas y fallas locales de las fibras de refuerzo
La aceptación de un proceso de termoformado para la fabricación de
componentes complejos con material reforzado por fibras dependerá de la
posibilidad de predecir y evitar dichos defectos. Un material con una buena
conformabilidad requerirá de menores presiones para su conformación lo que
guiará a una disminución en la aparición de los citados defectos.
En adición a las propiedades de desempeño mecánico e integridad
estructural, la facilidad de conformación y la disponibilidad de fabricación a
un precio razonable son requerimientos claves para la fabricación eficiente
de altos volúmenes de producción de partes con geometrías complejas.
Un tipo de tejido que tiene el potencial, para poder satisfacer los
requerimientos descritos anteriormente son los tejidos tipo Knitted. Estos
exhiben una gran drapabilidad y versatilidad, sacrificando solo una pequeña
porción de las propiedades mecánicas al compararse con tejidos tipo Woven.
Para comenzar fue necesario realizar algunos experimentos para
determinar las propiedades de los preformados textiles a ser usados, para
crear un panorama general del efecto de la arquitectura sobre dichas
propiedades.
Leopoldo Pérez Barnola
81
Universidad Metropolitana Aircabin GmbH Escuela de Ingeniería Mecánica EADS—Airbus Group Company
Pruebas de tracción uniaxial fueron realizadas a los distintos tejidos
secos (sin la matriz termoplástica) en diferentes direcciones, para determinar
la máxima elongación axial así como su resistencia etc.
Se calculó el ángulo de bloqueo para los textiles tipo Woven. Un
modelo basado en la geometría de las uniones articuladas fue desarrollado
para calcular el ángulo de bloqueo; y como en el modelo propuesto por
Prodromou [2], el ancho de las hebras y el espaciado entre los mismos son
usados como parámetros de entrada, pero en este modelo toma en cuenta
también las discrepancias observadas normalmente entre los valores del
Warp y del Weft. Fue desarrollado un experimento en el cual se relaciona la
drapabilidad con la energía de conformación para las distintas arquitecturas
de preformados de fibra de vidrio y otros materiales.
Con los resultados obtenidos del experimento anterior se
seleccionaron los tejidos a formar parte en los siguientes estudios como
refuerzos textiles.
2.2 Materiales
La selección de los materiales fue considerada un factor de vital
importancia dentro del estudio, se seleccionaron las mejores materias primas
tomando en cuentas varios parámetros para ser usados en los siguientes
desarrollos.
Entre los parámetros que fueron tomados en cuenta están las
regulaciones de seguridad para la utilización de materiales en los interiores
de los aviones, las que fueron utilizadas como un factor excluyente. Los
costos de la materia prima y el desempeño mecánico final del componente,
fueron otros parámetros tomados en cuenta para la selección.
Leopoldo Pérez Barnola
82
Universidad Metropolitana Aircabin GmbH Escuela de Ingeniería Mecánica EADS—Airbus Group Company
Siendo las regulaciones aeronáuticas, un factor excluyente para la
selección de los materiales a ser incluidos en el estudio, se presenta a
continuación una pequeña introducción sobre las mismas.
10.2.1.1 Regulaciones Aeronáuticas
Las rigurosas especificaciones de la industria aeronáutica,
especificadas es las Federal Aircraft Regulation F.A.R. fueron usadas para la
selección de los materiales en el presente trabajo, incluyendo la selección de
la matriz termoplástica y el material a ser usado como refuerzo.
Estas regulaciones limitan el número de posibles materiales a ser
usados como materia prima para la fabricación de los componentes de los
interiores de aviones.
La F.A.A. (Federal Aviation Administration) es el organismo federal de
los Estados Unidos de Norte América que lidera mundialmente en este
sentido con sus normas las F.A.R. (Federal Aircraft Regulations).
Figura 10-2 Logotipo de la F.A.A
Estas normas son seguidas como estándares por el resto de los
países a nivel mundial y usadas en muchos casos como normas por defecto
(en aquellos países que no tienes normas propias). Para mayor información
sobre la F.A.A. visite su página en la Internet en la siguiente dirección
www.faa.gov.
En nuestro caso la compañía (Airbus) tiene sus propias normas
internas, las cuales son actualizadas de manera continua para que las
mismas se mantengan siempre tan o más estrictas que las de la F.A.A.
Leopoldo Pérez Barnola
83
Universidad Metropolitana Aircabin GmbH Escuela de Ingeniería Mecánica EADS—Airbus Group Company
Nota: Por motivos de confidencialidad y para salvaguardar
información que la compañía considera sensible para sus intereses, al
nombrar valores de normas etc., nos referiremos en el presente trabajo a las
de la F.A.R., aunque el trabajo haya sido desarrollado para cumplir con las
normas internas de la compañía.
El primer resultado obtenido del análisis de estas normas en conjunto
con las propiedades físico-químicas y mecánicas fue la selección del
compuesto termoplástico a ser utilizado como matriz en el sistema, donde la
Polieterimida PEI (Polyetherimide) resultó ser el compuesto que mejor se
adapta a las necesidades al cumplir con todos los criterios y normas
previstas por la F.A.R. incluyendo las más críticas como lo son las de
resistencia al fuego, baja toxicidad, baja emisión de humo y altas
temperatura de servicio, además de brindar altas propiedades mecánicas, la
PEI es un polímero termoplástico que por sus propiedades específicas
cumple completamente con las normativas vigentes y futuras a ser aplicadas
para el año 2006 por la F.A.R. Para todas las aeronaves que se fabriquen
con más de 20 puestos de capacidad incluyendo tripulantes.
2.2.1 Preformado Textil Seco
El refuerzo textil es el material que soporta las cargas a las cuales el
compuesto está sujeto. Él determina la resistencia y la dureza del compuesto
en buena medida. Ya que debemos recordar que las propiedades del
material compuesto provienen de la sinergia entre las propiedades de todos
sus constituyentes.
La fibra es la unidad fundamental del refuerzo textil y las puede haber
naturales o sintéticas. Las fibras de vidrio dominan el mercado de los
compuestos en volumen debido a su ventajosa combinación de buenas
propiedades y bajo costo.
Leopoldo Pérez Barnola
84
Universidad Metropolitana Aircabin GmbH Escuela de Ingeniería Mecánica EADS—Airbus Group Company
Aunque la mayoría de los refuerzos fibrosos son producidos como
hilos de fibras continuos, son también encontrados en forma de tejidos
textiles [22]. Por definición un tejido textil es un arreglo manufacturado de
fibras y/o hilos, que ocupa un área superficial grande con respecto a su
grosor y que posee la suficiente resistencia para ofrecerle al arreglo una
cohesión inherente. Como se muestra en la Figura 10-3, están disponibles
preformados textiles en 2 y 3 dimensiones. La gran mayoría de los tejidos
que se encuentran disponibles para ser usados como refuerzos en
aplicaciones para materiales compuestos están en la forma de textiles tipo
Woven, Braided o Knitted [23].
Figura 10-3 Clasificación de los preformados textiles (tomado de Chou, T; Textile Structural
Composites)
Preformado 2-D
Woven
Braid
Knit
Nonwoven
Combinaciones
Tejido Biaxial
Tejido Triaxial
Trenzado Circular
Weft Knitting
Proceso Mecánico
Proceso Químico
Combinaciones
Woven
Braid
Stitched
Tejido Biaxial
Tejido Triaxial
Tejido Multiaxial
Trenzado Plano
Trenzado Circular
Stitch de cadena
Braid 4 pasos
Braid Sólido
Braid 2 pasos
Stitch bloqueado
Braid
Warp Knitting
Trenzado Plano
Preform 3-D
Preformado Textil
Leopoldo Pérez Barnola
85
Universidad Metropolitana Aircabin GmbH Escuela de Ingeniería Mecánica EADS—Airbus Group Company
La diferencia entre los distintos tipos de tejidos está en la manera
cómo las fibras están interconectadas. Textiles tipo Woven son producidos
por el tejido de fibras continuas, mientras que los textiles tipo Knitted tienen
una estructura formada por el entrelazado o entrecruzado de los bucles
conformados por los hilos de fibras. Los textiles tipo Braided son obtenidos
por el entrelazado de tres o más, hilos o hebras, de tal manera que se crucen
unos con otros y se quedan juntos en una formación diagonal. Estas
estructuras tipo Braided pueden ser encontradas en distintas formas desde
una cinta plana, una estructura tubular o una forma de Braid triaxial, en la
Figura 10-4 se muestran los diagramas de algunos tejidos tipo Braided y la
Figura 10-5 muestra una fotografía de un tejido Braid tubular y un diagrama
de una estructura Braid 3-D. Las mayores diferencias de los tejidos Braided
con respecto a los tejidos tipo Woven están en su alta conformabilidad y baja
resistencia cortante [1].
Figura 10-4 Tejidos Braided, tipo plano, circular y en 3-D.
Leopoldo Pérez Barnola
86
Universidad Metropolitana Aircabin GmbH Escuela de Ingeniería Mecánica EADS—Airbus Group Company
Figura 10-5 Fotografía de una estructura Braided tubular, y diagrama de una estructura Braided 3-D,
tomado de Manual de 3-Tex®.
Textiles tipo Woven son producidos por el tejido de dos juegos de
hilos o hebras derechas, llamadas Warp en la dirección longitudinal y Weft en
la dirección transversal. Ellos se cruzan y se entretejen, formando ángulos
rectos entre cada uno, vea la Figura 10-6. Este tipo de tejido es el más usado
en aplicaciones con compuestos. En compuestos, los tejidos Woven son
caracterizados por el rizado que es una medida de la tejibilidad. Un alto valor
del rizado significa un mayor número de entrelazados Warp-Weft por área
superficial que resisten el corte. Existen diferentes tipos de tejidos Woven
desde planos hasta complejos como el satén, que pueden ser producidos
variando la secuencia de entrelazado.
Figura 10-6 Fotografías de tejidos tipo Woven
El tejido plano es el más común. En este tipo de configuración una
hebra Weft es pasada repetitivamente una por encima y una por debajo de
las hebras Warp Figura 10-7 a. En los tejidos Woven cruzados, cada hilo o
Leopoldo Pérez Barnola
87
Universidad Metropolitana Aircabin GmbH Escuela de Ingeniería Mecánica EADS—Airbus Group Company
hebra del Warp pasa primero sobre N1 hilos o hebras del Weft consecutivos y
luego bajo N2 hilos o hebras del Weft consecutivos. La nomenclatura para
describir este tipo de tejidos es la siguiente Woven N1/N2, (Figura 10-7 b, c,
d). Consecuentemente los tejidos Woven cruzados tienen secuencias de
entrelazado más débiles que los tejidos Woven sencillos o planos y están
caracterizadas por un arreglo de líneas diagonales que aparecen sobre la
cara del tejido.
Figura 10-7 Diferentes tipos de tejidos Woven.
En tejidos Woven tipo satén, cada hebra o hilo del Warp pasa sobre N
fibras o hilos del Weft y luego pasa bajo una, a estos arreglos se les llama
con el nombre W(N+1) Satin (Figura 10-8). La flexibilidad y drapabilidad del
tejido se incrementa cuando el entrelazado y el rizado son reducidos.
Figura 10-8 Tejidos tipo Woven estilo Satin.
Los tejidos tipo Knitted o de tejido de tramas es una manera
alternativa de producir tejidos. Las tramas son producidas entrelazando los
Leopoldo Pérez Barnola
88
Universidad Metropolitana Aircabin GmbH Escuela de Ingeniería Mecánica EADS—Airbus Group Company
hilos para formar bucles. Una gran variedad de tejidos Knitted pueden ser
producidos desde planos hasta 3-D y cada uno con sus propias
características que pueden ser manejadas para cumplir los requerimientos de
uso final.
Figura 10-9 Fotografías de tejido Knitted.
Dos tipos de estructuras Knitted pueden ser encontradas, La primeras
llamadas tejidos Weft-Knitted (Figura 10-10) que son obtenidas por el
entrelazado de los bucles a lo ancho del tejido. Mientras que el segundo tipo
es llamado Warp-Knitted (Figura 10-11) y es producido por el entrelazado de
los hilos a lo largo del tejido. El tejido Weft-Knitted o de punto por trama
produce tejidos más suave y flexibles que los producidos por el tejido Warp-
Knitted o tejido a lanzadera.
Figura 10-10 Diagrama de un tejido tipo Weft Knitted plano
Leopoldo Pérez Barnola
89
Universidad Metropolitana Aircabin GmbH Escuela de Ingeniería Mecánica EADS—Airbus Group Company
Figura 10-11 Diagrama de un tejido Warp Knitted plano
Como se muestra en la Figura 10-10b, las agujas (A, B, C, D) son
alimentadas alternativamente con la misma Weft durante un ciclo Weft-
Knitting. En una maquina de Warp-Knitting, la alimentación de los hilos o
hebras y la formación del bucle ocurren en cada aguja por separado, usando
la respectiva barra de la aguja (E, F, G, H) durante el mismo ciclo Knitting
(Figura 10-11-b).
Figura 10-12 Diagrama de tejidos Knitted planos especiales, que son producidos al variar la forma del
entrelazado entre los bucles.
La facilidad de estirarse de los tejidos tipo Knitted debido al ajuste
(alargamiento o reducción) de los bucles formados, ayuda a conseguir
mejores propiedades de conformación.
Generalmente el alargamiento de los tejidos Warp-Knitted es menor
que el de los Weft-Knitted los cuales no forman nudos en su estructura. Más
allá los tejidos Warp-Knitted generalmente muestran una rigidez y una
estabilidad dimensional y una opacidad que está entre las de los tejidos
Woven y los Weft-Knitted.
Leopoldo Pérez Barnola
90
Universidad Metropolitana Aircabin GmbH Escuela de Ingeniería Mecánica EADS—Airbus Group Company
2.2.2 Materiales investigados
En el presente trabajo fueron investigados numerosos tejidos tipo
Woven y Knitted producidos con diferentes materiales en la fase inicial, de
éstos materiales se realizó una preselección usando un estudio preliminar de
drapabilidad, con los resultados de este estudio se seleccionaron 11 tejidos
tipo Woven y 6 tipo Knitted para pasar a las siguientes fases de la
investigación, se debe notar que todos los tejidos seleccionados estaban
hechos de fibra de vidrio, ya que los tejidos producidos con los otros
materiales siendo más costosos que los de fibra de vidrio, presentaron
valores inferiores de drapabilidad.
La preselección inicial de los tejidos se realizó de acuerdo al siguiente
criterio:
1. El número de Tex, que es la medida de la densidad lineal del hilo o
hebra en gramos por 1.000 metros de longitud del mismo, fue
fijado en 68gr./1.000m. para poder estudiar la influencia de la
configuración del tejido sobre la drapabilidad.
2. La densidad superficial fue limitada a un máximo de 600gr./m2 para
de esta manera evitar cualquier exceso de peso en el producto
final.
Los parámetros básicos estructurales y características de los tejidos
tipo Woven y Knitted, que fueron seleccionados para continuar en los
estudios, se encuentran en la tabla 2 y 3 respectivamente. En las siguientes
secciones la letra W será designada para denotar tejidos Woven, las letras
Kwe y Kwa para designar los tejidos Knitted tipo Weft y Warp
respectivamente.
Leopoldo Pérez Barnola
91
Universidad Metropolitana Aircabin GmbH Escuela de Ingeniería Mecánica EADS—Airbus Group Company
Designación del tejido Tipo Hilos (TEX) Densidad
Super (g/m2) Vf (%)
W1 Plano 68 x 68 200 38,5 W2 Twill 2/2 69 x 68 165 38,5 W3 Twill 2/2 22 x 22 180 23,3 W4 Twill 2/2 68 x 68 163 34,9 W5 4HS 68 x 68 195 37,5 W6 4HS 68 x 68 305 41,6 W7 8HS 68 x 68 300 38,5 W8 8HS 34 x2 – 34 x2 296 37,8 W9 8HS 68 x 68 296 32,5
W10 Twill 3/1 irreg - 600 31,0 W11 3-D - 340 8,9
Tabla 2 Características de los tejidos Woven seleccionados para los estudios
Designación del tejido Tipo
Wale + Course= Densi. trama
Densidad Super (g/m2) Vf (%)
KWe1 Jersey simple 15,2 + 25,4 350 18,4 KWe2 Jersey simple 11 + 6,8 597 20 Kwa1 1/1 Warp 9,8 +13,4 321 18 Kwa2 2/1 Warp 6,5 + 8,3 333 25 Kwa3 Doble Warp 10,2 + 9 730 32 Kwa4 Doble Warp 28 + 18 500 26
Tabla 3 Características de los tejidos Knitted seleccionados para los estudios
Nota: Kwe1 y Kwe2 son estructuras tipo Weft Knitted y tienen una alta
tendencia a enroscarse en las orillas del tejido. Kwa1 y Kwa2 son estructuras
Warp Knitted sencillas. Y Kwa3 y Kwa4 son estructuras tipo Warp Knitted pero
de doble cara o estructuras balanceadas en las que se observa una
secuencia regular de puntadas. Estas estructuras son más estables ya que
no presentan la tendencia a enroscarse en los extremos, lo cual facilita
mucho el proceso de impregnación que será discutido más adelante en el
Capítulo 11 ANÁLISIS DE LOS MECANISMOS DE CONSOLIDACIÓN Y
DESCONSOLIDACIÓN.
El termoformado de formas complicadas, como las generadas por
geometrías con doble curvatura, envuelve complejos modos de deformación
Leopoldo Pérez Barnola
92
Universidad Metropolitana Aircabin GmbH Escuela de Ingeniería Mecánica EADS—Airbus Group Company
del preformado textil. Para ilustrar estos mecanismos se presenta la Figura
10-13 que muestra esquemáticamente el proceso de deformación de un
segmento plano A y en un segmento hemisférico completo D.
Figura 10-13 Diagrama paso a paso del proceso de deformación de un laminado plano en una forma hemisférica.
Es de gran importancia notar que el ancho del arco de la sección se
va haciendo más pequeño a medida que la sección se va introduciendo
dentro de la cavidad. Consecuentemente el conformado en 3-D guía a la
aparición de fuerzas de compresión en donde el material todavía está plano,
si estas fuerzas de compresión exceden el esfuerzo crítico de arrugado,
entonces aparecerán arrugas y distorsiones a lo largo de las esquina y de la
periferia de la cavidad. Se tendrá entonces que utilizar un sistema de agarre
para contrarrestar estas fuerzas creando fuerzas de fricción en el sistema.
Cinco modos de deformaciones en el plano pueden observarse
durante el drapeo de preformados tipo Woven, cada uno de estos tipos de
deformación se puede observar en la siguiente Figura 10-14.
Leopoldo Pérez Barnola
93
Universidad Metropolitana Aircabin GmbH Escuela de Ingeniería Mecánica EADS—Airbus Group Company
Figura 10-14 Modos de deformación observados para el proceso de drapeo de tejidos tipo Woven
La deformación por alargamiento de las fibras debido a cargas de
tensión sobre las mismas en el proceso de drapeado, tienen poca
importancia para nuestro desarrollo ya que las fibras que se usan en nuestra
investigación poseen altos módulos de deformación (mirar el punto 7.1 donde
se presentan las propiedades de los distintos tipos de fibras de refuerzos).
El estiramiento de las fibras, que es equivalente a una reducción en el
rizado, tiene más importancia que el alargamiento de las fibras. Aunque
como las fibras de uso técnico (nuestro caso) muestran poco rizado, este
modo carece también de mucha importancia.
El deslizamiento por corte es un tipo de deformación indeseable en el
cual las hebras son haladas de su alineación creando discontinuidades en su
distribución a lo largo de la resina, este tipo de deformación es observado
frecuentemente en puntos con altos valores de esfuerzos cortantes como las
esquinas.
Fuerzas de compresión desarrolladas a lo largo de una fibra durante el
drapeo pueden causar un doblez en la misma. Este tipo de deformación
puede guiar a arrugas o incluso dobleces que no son deseables y deben
prevenirse.
Fuerzas de halado en la dirección oblicua a las fibras principales
pueden causar deformaciones en el plano por corte. La capacidad de los
Leopoldo Pérez Barnola
94
Universidad Metropolitana Aircabin GmbH Escuela de Ingeniería Mecánica EADS—Airbus Group Company
tejidos tipo Woven de deformarse en el plano es la principal característica
que permite a este tipo de tejidos adaptarse sobre una superficie de doble
curvatura, cosa que no pasa con materiales como el papel que no pueden
ser deformado en el plano, por lo que no pueden adaptarse a superficies de
doble curvatura sin arrugarse.
La fracción volumétrica efectiva de fibra para los tejidos secos Vf es
calculada de la siguiente manera:
EspesorV
fibra
erff ⋅
=ρ
ρsup Ecuación 10-1
Donde Vf es la fracción volumétrica efectiva,
ρsuperf es el gramaje del material o densidad superficial,
ρsuperf es la densidad de la fibra y Espesor es el grosor del preformado.
La Vf de los tejidos investigados se encuentra para los tejidos Knitted
entre 0,2 y 0,3 y para los tejidos tipo Woven entre 0,3 y 0,4.
Los tejidos tipo Knitted tienen una estructura más abierta que la de los
tejidos tipo Woven debido a la configuración en bucles y este es el motivo de
la diferencia en la fracción volumétrica efectiva.
Para los tejidos tipo Knitted el principal tipo de deformación es el
alargamiento de los bucles presentes en la estructura. Como cada bucle
puede ser deformado sin afectar al vecino, las deformaciones locales son
posibles.
Tres criterios son importantes a la hora de seleccionar refuerzos tipo
Knitted.
1. La deformabilidad del bucle, donde esta propiedad está
directamente relacionada a su drapabilidad.
Leopoldo Pérez Barnola
95
Universidad Metropolitana Aircabin GmbH Escuela de Ingeniería Mecánica EADS—Airbus Group Company
2. Facilidad en el manejo del preformado, ya que el enrollamiento
excesivo puede ser problemático en la producción del compuesto.
3. Las propiedades mecánicas finales, en término del desarrollo del
entorno isotrópico para el preformado seco.
10.3 PRUEBA PRELIMINAR DE DRAPABILIDAD
Una prueba preliminar de la drapabilidad de los tejidos, fue realizada
para hacer una preselección de los tejidos que continuarían siendo
estudiados en el presente trabajo, esto fue motivado debido a la gran
cantidad de arquitecturas, formas y clases de tejidos que fueron obtenidos
inicialmente. La gran diversidad de muestras obtenidas, sirvió en gran
medida a crear un panorama general del comportamiento de los tejidos en
cuanto a su drapabilidad, al poder ser divididos por el material constituyente,
por el tipo de hebra o hilo que utiliza para formar el tejido etc., por su tipo de
arquitectura etc.
Con este estudio también se decidieron los parámetros de selección
para poder comparar de manera adecuada entre las diferentes arquitecturas
tales como el número de Tex, y la densidad superficial del tejido.
Este primer estudio de drapabilidad fue concebido de la manera más
sencilla posible, con el objetivo de poder evaluar de la manera más directa y
simple gran cantidad de materiales, y brindar respuestas rápidas sobre
cuales eran las mejores alternativas.
10.3.1 DESCRIPCIÓN DEL EXPERIMENTO Y DEL EQUIPO
El experimento consiste en la medición de los errores o fallas, que
surgen en forma de arrugas al tratar de cubrir la forma de prueba con el
tejido muestra, dicha forma es una pieza de madera que se fabricó de
Leopoldo Pérez Barnola
96
Universidad Metropolitana Aircabin GmbH Escuela de Ingeniería Mecánica EADS—Airbus Group Company
manera tal que posee diferentes curvaturas a lo largo de su extensión. Figura
10-15, permitiendo evaluar entonces la calidad de drapeo que ofrece cada
tejido bajo diferentes condiciones.
Figura 10-15 Configuración pieza de madera para estudio de drapabilidad
La configuración del equipo permitía evaluar la propiedad de drapeo
también para los distintos ángulos del tejido, esto se lograba cambiando el
lugar donde asentaba la forma sobre la base de pruebas, permitiendo
entonces que se evaluaran las propiedades para los siguientes ángulos
0°,+45°,90°,-45°, con la evaluación de la drapabilidad para estos ángulos se
podía también entonces evaluar la isotropía del tejido, propiedad muy
buscada para los procesos de termoformado.
A continuación se presentan las figuras del equipo de trabajo, así
como otras partes explicativas.
Leopoldo Pérez Barnola
97
Universidad Metropolitana Aircabin GmbH Escuela de Ingeniería Mecánica EADS—Airbus Group Company
Figura 10-16 Fotografía del equipo para el estudio preliminar de drapabilidad
El la figura anterior se puede observar el equipo utilizado en el estudio
preliminar de drapabilidad, en el mismo se puede observar la forma de
madera en la parte central, sobre la cual se va a colocar el tejido y haciendo
uso del marco de aluminio que se encuentra apoyado en la parte izquierda
del equipo se va a tratar de que el tejido tome la forma de la madera en todas
sus partes, se utilizaron sujetadores a lo largo de toda la longitud del tejido
para brindar al mismo un mejor soporte y evitar la entrada de material
sobrante por el marco que al final de la prueba constituyera arrugas.
A continuación se presentan con mayor detalle algunas imágenes de
las caras de la pieza de madera donde se puede notar la diferencia entre las
mismas.
Leopoldo Pérez Barnola
98
Universidad Metropolitana Aircabin GmbH Escuela de Ingeniería Mecánica EADS—Airbus Group Company
Figura 10-17 Esquinas de la forma de madera.
El equipo podía ser cambiado de posición fácilmente para evaluar la
drapabilidad del tejido bajo diferentes ángulos de organización de las fibras,
en la siguiente figura se muestra la forma de madera en su colocación de
45°.
Leopoldo Pérez Barnola
99
Universidad Metropolitana Aircabin GmbH Escuela de Ingeniería Mecánica EADS—Airbus Group Company
Figura 10-18 Forma de madera colocada a 45°
Figura 10-19 Fotografías del drapeo de las esquinas con el tejido Knitted
Figura 10-20 Prueba de drapabilidad con un tejido Knitted, sobre el tejido se marcan los errores y las
aristas de la pieza de madera
Leopoldo Pérez Barnola
100
Universidad Metropolitana Aircabin GmbH Escuela de Ingeniería Mecánica EADS—Airbus Group Company
10.4 PRUEBAS DE TRACCIÓN UNIAXIAL EN LOS PREFORMADOS TEXTILES SECOS.
Pruebas de tracción fueron hechas con todos los tejidos
experimentales, en diferentes ángulos, 0°, 90°, +45°, -45°; tomando como 0°
la dirección de los hilos Warp, para ambos tipos de tejidos. Cinco muestras
fueron examinadas en cada dirección y tipo de tejido.
Para la realización de las pruebas de tracción se siguió la norma de la
ASTM D 1774-93, se cortaron entonces muestras de 100mm de ancho por
75mm de largo para las muestras a 0° y 90°, y muestras de 75mm de ancho
por 200mm de largo para las pruebas a +45° y -45°.
Los porta muestras fueron especialmente acondicionados para evitar
el deslizamiento de las fibras.
Una velocidad de 12mm/min. Fue usada en la realización de las
pruebas, las curvas de carga-desplazamiento fueron grabadas y el módulo
secante fue determinado para deformaciones longitudinales que varían
desde 0,05 a 0,5%.
Pruebas de tracción adicionales fueron realizadas para determinar el
Módulo de corte y el ángulo de bloqueo del tejido en el cual las fibras
comienzan a torcerse o enrollarse.
El esfuerzo cortante fue determinado por la siguiente formula:
2xστ = Ecuación 10-2
Leopoldo Pérez Barnola
101
Universidad Metropolitana Aircabin GmbH Escuela de Ingeniería Mecánica EADS—Airbus Group Company
10.5 MODELO PARA PREDECIR EL ÁNGULO DE BLOQUEO.
Por definición el ángulo de bloqueo es el menor ángulo alcanzado
entre dos hilos adyacentes antes de que ocurra la interferencia y el bloqueo
entre las mismas.
Durante el proceso de formación de los preformados textiles en formas
complejas, el re-arreglo de las fibras esta dado principalmente por
deformaciones en el plano. El problema principal ocurre cuando las fibras
comienzan a doblarse guiando esto a la formación de arrugas. Esto ocurre
cuando el tejido Woven es estresado más allá de su límite físico llamado
ángulo de bloqueo.
Lo que se busca entonces en el presente análisis es el de relacionar el
arrugamiento de un tejido durante su conformación con el ángulo de bloqueo
usando un modelo matemático que integre las características geométricas de
los tejidos tipo Woven.
En este sentido basado en la estructura de los tejidos tipo Woven, se
desarrollo el modelo usando como base la geometría de un sistema
articulado.
En este tipo de geometría el tejido es representado entonces en un
arreglo rectangular de dos dimensiones donde las uniones están fijas. Las
hilos de los Warp y los Weft están entonces conectados por estas uniones
que les permiten girar más no desplazarse. Este modelo asume entonces
que los hilos no se estiran ni se comprimen y que se mantienen derechos.
Antes de que ocurra ninguna deformación, el ángulo inicial entre los
hilos Warp Y Weft es de 90°.
Leopoldo Pérez Barnola
102
Universidad Metropolitana Aircabin GmbH Escuela de Ingeniería Mecánica EADS—Airbus Group Company
Figura 10-21 Configuración inicial de las fibras de un tejido Woven, antes de cualquier deformación
La deformación en el plano se va a conseguir entonces por la
aplicación de un fuerza F, esta fuerza va a comenzar a mover la estructura
completa cambiando el ángulo formado entre los hilos Warp y Weft, este
cambio de ángulo también va a generar un cambio en el área de la estructura
ver Figura 10-22.
Figura 10-22 Configuración de las fibras durante el proceso de deformación para un ángulo mayor que
el de bloqueo
El área libre del sistema se va a seguir reduciendo hasta que las fibras
hacen contacto llegando entonces el área libre a 0°. Limitando este contacto
una mayor rotación de las fibras, por este motivo se le conoce como ángulo
de bloqueo.
Leopoldo Pérez Barnola
103
Universidad Metropolitana Aircabin GmbH Escuela de Ingeniería Mecánica EADS—Airbus Group Company
Figura 10-23 Configuración de las fibras cuando la deformación en el plano alcanza el ángulo de
bloqueo.
Cuando el sistema es deformado más allá de este punto, el mismo ya
no puede seguir compensando esta deformación con un cambio en el ángulo
entre sus fibras ya que este ya ha llegado a su máximo, por lo que tendrá
lugar una deformación fuera del plano que generará el doblado o
enrollamiento de las fibras que crearán las arrugas en el tejido. Ver Figura
10-24
Figura 10-24 Arrugamiento de las fibras debido a deformaciones más allá del ángulo de bloqueo
La geometría de los tejidos tipo Woven, es el factor dominante de su
drapabilidad.
Ya anteriormente se han propuestos modelos basados en un modelo
de sistema articulado, Prodromou propuso un modelo [53] tomando en
cuenta dos parámetros geométricos del tejido el grosor de la hebra, y el
espaciado entre las fibras, pero este modelo está limitado a arquitecturas de
tejidos simétricos y regulares. Este modelo trabaja bien para tejidos con
grosores de las hebras del Warp y Weft iguales que tengan además un
espaciado entre los hilos igual. Este tipo de tejidos era anteriormente muy
utilizado, pero en estos momentos la utilización de refuerzos direccionales
constituye una buena manera de ahorrar recursos que de otra manera serían
Leopoldo Pérez Barnola
104
Universidad Metropolitana Aircabin GmbH Escuela de Ingeniería Mecánica EADS—Airbus Group Company
desperdiciados, por este motivo en la actualidad es muy común encontrar
diferentes tipos de tamaños y espaciados entre las hebras Warp and Weft.
Lo que confiere propiedades direccionales al tejido.
Por este motivo es necesaria la creación de un nuevo modelo, el cual
incluya nuevas variables que tomen en cuenta las diferencias entre los
filamentos Warp y Weft.
Nuestro modelo quedo entonces configurado de una manera, que
toma en cuenta estas diferencias entre las Weft y Warp. Como se explica a
continuación.
Este modelo toma como base que el ancho de los hilos del Weft t2 es
mayor que el de los hilos del Warp t1.
Quedando entonces el ángulo de bloqueo definido como:
⎟⎟⎠
⎞⎜⎜⎝
⎛+
=22
2
lttarcsenLθ Ecuación 10-3
Ambos parámetros t y l fueron medidos de las microfotografías
tomadas haciendo uso del equipo SEM
Leopoldo Pérez Barnola
105
Universidad Metropolitana Aircabin GmbH Escuela de Ingeniería Mecánica EADS—Airbus Group Company
Figura 10-25 Equipo para el Tomado de Micrografías tipo SEM
Se calcularon entonces los ángulos de bloqueo 1 y 2, siendo estos
números la referencia para el Weft y Warp respectivamente, para cada uno
de estos tejidos, escogiéndose el mayor como limitante del tejido.
10.6 PRUEBAS DE DRAPABILIDAD.
Un experimento para reproducir los complejos modos de deformación
que se encuentran durante el termoformado fue desarrollado. La Figura
10-26, muestra un diagrama del sistema.
Leopoldo Pérez Barnola
106
Universidad Metropolitana Aircabin GmbH Escuela de Ingeniería Mecánica EADS—Airbus Group Company
Figura 10-26 Diagrama del equipo, para la medición de la drapabilidad
En el mismo un preformado textil es deformado por el cabezal
hemisférico bajo condiciones específicas.
Figura 10-27 Fotografía del equipo utilizado en las pruebas de Drapabilidad
Los tejidos tipos Woven se deformaron bajo un sistema semi-
restringido en los bordes para permitir que las fibras se moviesen un poco.
Para los tejidos tipo Knitted en cambio se utilizó un sistema de soporte
totalmente restringido en los bordes ya que este tipo de tejido tiene la
habilidad de deformarse en los bucles de la estructura.
Muestras de los distintos tejidos fueron cortadas en cuadrados de
65mm. Dos cabezales distintos fueron utilizados, uno de 40mm de diámetro y
otro de 72. Para estudiar el efecto de la curvatura y de la fracción de
estiramiento del tejido.
Ambos cabezales tenían una sección cilíndrica en su parte superior de
10mm de altura que servia para su sujeción.
Leopoldo Pérez Barnola
107
Universidad Metropolitana Aircabin GmbH Escuela de Ingeniería Mecánica EADS—Airbus Group Company
El máximo desplazamiento vertical de los cabezas estaba fijado como
30 y 46mm para los cabezales de 40 y 72mm respectivamente.
La posición inicial de los cabezales era fijada donde el mismo apenas
tocaba el preformado.
Para los tejidos Knitted, el área bajo las curvas fuerza-desplazamiento
en el máximo desplazamiento del cabezal fue medido y definido como la
energía de formación (Nm).
Para los tejidos tipo Woven se midió el máximo desplazamiento
alcanzado por el tejido y este era alcanzado cuando se presentaban arrugas
de 0,2mm. De alto en la circunferencia de tejido entre el marco y el cabezal.
Un extensómetro de los que se usan en las pruebas de tracción fue
modificado para medir el tamaño de las arrugas.
Finalmente en el desplazamiento límite del cabezal, se dibuja una
línea en el tejido alrededor de la circunferencia del cabezal, comparando el
tamaño recuperado por el tejido luego de ser descargado con el perímetro
fuera del plano inducido por el desplazamiento del cabezal. Se obtiene la
fracción lineal de estiramiento que es definido como la división entre la
longitud final por ejemplo el perímetro del cabezal en una dirección y la
longitud inicial o recuperada del tejido en la misma dirección.
Esta fracción lineal de estiramiento da una indicación de las mayores
deformaciones unidireccionales que el preformado puede resistir.
Otra medida de formabilidad es la fracción superficial de estiramiento
que se define como la división entre el área final y el área inicial, la misma
refleja la elongación biaxial global del preformado durante el conformado.
Leopoldo Pérez Barnola
108
Universidad Metropolitana Aircabin GmbH Escuela de Ingeniería Mecánica EADS—Airbus Group Company
10.7 RESULTADOS Y DISCUSIÓN
10.7.1 PRUEBAS DE TRACCIÓN DE LOS TEJIDOS SECOS
Pruebas de tracción fueron realizadas para todos los tipos de tejido
Woven y Knitted, además se realizaron pruebas con distintos ángulos de
orientación de las fibras.
10.7.1.1 Tejido tipo Woven
El comportamiento de un tejido tipo Woven, en la dirección de las
fibras y en la dirección del sesgo, es mostrado en la siguiente figura.
Aunque se desarrollaron experimento de tracción uniaxial, se
comprobó que varios mecanismos de deformación podían aparecer
dependiendo de la orientación seleccionada.
Figura 10-28 Diagrama Esfuerzo-Deformación para el tejido Woven 7, en las direcciones principales
de las fibras
En la dirección de los hilos, un comportamiento lineal, en donde la
deformación es debida principalmente al enderezamiento de las fibras y el
alargamiento de las mismas, este fenómeno parcialmente elástico es llamado
desrizado, y depende del proceso de tejido y del diseño del textil, La cantidad
de extensión debido a este desrizado está cerca del 3%.
Leopoldo Pérez Barnola
109
Universidad Metropolitana Aircabin GmbH Escuela de Ingeniería Mecánica EADS—Airbus Group Company
En la orientación del sesgo, el resultado de la prueba de tracción
genera una curva como muestra la Figura 10-29, esta curva puede ser
dividida en dos segmentos de recta, el primer segmento representa la
deformación debido al efecto de enrejado o Trellis Effect, que se genera
debido a la rotación de los hilos del Weft con respecto a los del Warp.
Durante este segmento un cambio continuo en el ángulo de entrelazado de
las fibras es observado al aplicar pequeñas cargas. El ángulo de la pendiente
de este primer segmento de recto fue medido ya que este representa la
fricción de los hilos superpuestos en los puntos de intersección. Este tipo de
deformación está limitado por el ángulo de bloqueo, que representa la
máxima deformación antes de que fibras adyacentes comiencen a interferirse
entre ellas mismas. Consecuentemente el segundo segmento de recta es
debido a deformaciones más allá del ángulo de bloqueo, por encima de un
estiramiento de 17% arrugas comienzan a aparecer y un incremento
sustancial de la carga es necesario para lograr pequeñas deformaciones
debido a que las fibras son reorientadas en la dirección de la carga y el único
modo para acomodar una mayor deformación de los filamentos es
arrugándose fuera del plano.
Figura 10-29 Diagrama esfuerzo deformación para el tejido Woven 7 en la dirección del sesgo
Leopoldo Pérez Barnola
110
Universidad Metropolitana Aircabin GmbH Escuela de Ingeniería Mecánica EADS—Airbus Group Company
Como se muestra en la Figura 10-29, deformaciones de hasta 21%
pueden ser obtenidas. De las pruebas de tracción para los tejidos tipo Woven
se puede concluir que las propiedades de rigidez direccional dependen de la
orientación preferencial de las fibras dentro del tejido. Y que la concentración
de esfuerzos en los puntos de contacto entre los hilos tipo Warp y Weft
dependen del tipo de tejido utilizado.
10.7.1.2 Tejidos tipo Knitted
Curvas características de las pruebas de tracción para los tejidos tipo
Knitted están representadas en la Figura 10-30. Donde deformaciones muy
grandes, de más de un 60% son alcanzadas en todas las direcciones con
pequeñas fuerzas aplicadas.
Figura 10-30 Diagrama esfuerzo deformación para el Tejido Warp Knitted 4 en sus diferentes
direcciones, comparada con la dirección de máxima deformación del tejido W7
Las curvas de los tejidos tipo Knitted también están divididas en dos
partes, la primera parte es atribuida a la deformación de los bucles, en donde
se requieren de fuerzas muy bajas. Una vez que los bucles se deforman
completamente entonces las fibras tienden a alinearse en la dirección de la
carga actuando como fibras continuas, lo que resulta en pequeñas
Leopoldo Pérez Barnola
111
Universidad Metropolitana Aircabin GmbH Escuela de Ingeniería Mecánica EADS—Airbus Group Company
deformaciones con grandes aumentos de la carga. Físicamente este
alineamiento se evidencia por el estrechamiento lateral de las fibras.
La fractura de los bucles ocurre en las uniones de los hilos debido a
concentraciones de cargas.
Los tejidos tipo Warp-Knitted exhiben curvas similares en los ángulos
de 0°, +45° y -45°, esto puede ser explicado debido a que en 0° y +-45° los
bucles estas orientados en la dirección de la carga. Consecuentemente los
bucles son estirados en su dirección preferencial, en cambio en 90° los
bucles son estirados a su ancho en donde las deformaciones son menores y
ofrecen mayor resistencia en esta dirección de estiramiento el segundo modo
de deformación por alineamiento de las fibras ocurre antes por lo que la
deformación es menor y ofrece mayor resistencia.
De todas manera los resultados comprueban que los tejidos tipo
Knitted poseen propiedades isotrópicas mientras los tejido tipo Woven
ortotrópicas.
El módulo de Young y el esfuerzo último de los tejidos tipo Woven y
Knitted se calcularon para las diferentes direcciones. Los resultados
expresaron que los tejidos Knitted exhiben valores casi idénticos, mientras
grandes diferencias son observadas en los tejidos tipo Woven. Estos
resultados refuerzan lo explicado anteriormente con respecto a la isotropía
de los tejidos Knitted y la ortotropía de los materiales Woven.
Se puede concluir entonces que los tejidos tipo Knitted pueden ser
deformados mucho más que los Woven y exhiben también propiedades
isotrópicas que los tejidos tipo Woven no ofrecen.
Esta isotropía mecánica buscada en los procesos de termoformado es
encontrada entonces en los tejidos tipo Knitted, pero se debe considerar que
Leopoldo Pérez Barnola
112
Universidad Metropolitana Aircabin GmbH Escuela de Ingeniería Mecánica EADS—Airbus Group Company
las propiedades mecánicas de los tejido tipo Knitted son menores que las de
los Woven, aunque la diferencia en el módulo se verá reducida cuando el
tejido se encuentre impregnado dentro de la matriz termoplástica, ya que
esta limitará el movimiento de los bucles por lo que la resistencia de las fibras
será mejor utilizada [12, 31, 35].
Es más podría esperarse, que después del termoformado los
laminados con material reforzado con tejido tipo Knitted exhiban propiedades
mecánicas comparables a las encontradas con material tipo Woven ya que
las deformaciones locales distorsionarán la arquitectura de las fibras
causando cierto grado de orientación en las fibras lo que guiará a mayores
propiedades mecánicas.
10.7.2 PREDICCIÓN DEL ÁNGULO DE BLOQUEO PARA TEJIDOS TIPO WOVEN
El ángulo de bloqueo puede ser determinado también a partir de las
gráficas de esfuerzo deformación, a través de la siguiente ecuación:
⎟⎟⎠
⎞⎜⎜⎝
⎛ +⋅⋅= −
2222 1 L
L Cos εθ Ecuación 10-4 Ecuación para el cálculo del ángulo de
bloqueo experimentalmente, a través de la curva esfuerzo-deformación para tejidos Woven.
εL representa la deformación medida en el sentido de la carga, en el
valor correspondiente para el ángulo de bloqueo, esta ecuación viene de
trabajar con la geometría del sistema.
Una comparación entre los ángulos de bloqueo obtenidos a través de
la ecuación 8-3 e indirectamente medidos por la ecuación 8-4, es mostrada
en la figura Figura 10-31. Como una deformación en el plano sin arrugas es
deseada para el proceso de termoformado, bajos ángulos de bloqueo son
necesarios.
Leopoldo Pérez Barnola
113
Universidad Metropolitana Aircabin GmbH Escuela de Ingeniería Mecánica EADS—Airbus Group Company
En la grafica está representado el mayor de los ángulos de bloqueo
entre el Weft y el Warp.
La dispersión de los puntos calculados es debida en gran medida a
una variación en el ancho de los hilos a los largo de una dirección.
Figura 10-31 Gráfica comparativa entre el ángulo de bloqueo calculado y el medido
10.7.3 ESTUDIOS DE DRAPABILIDAD DE LOS TEJIDOS SECOS.
Los resultados obtenidos con el cabezal de 40mm sobre los tejidos
tipo Woven son presentados en la figura 2.19, la fracción superficial de
estiramiento, es graficada para todos los preformados tipo Woven.
Leopoldo Pérez Barnola
114
Universidad Metropolitana Aircabin GmbH Escuela de Ingeniería Mecánica EADS—Airbus Group Company
11,005
1,011,015
1,021,025
1,03X
Sup
de e
stir
amie
nto
W9 W1 W5 W3 W8 W10 W2 W4 W11 W7Nominacion del tejido
Fraccion superficial de estiramiento
Figura 10-32 Fracción superficial es estiramiento para los tejidos tipo Woven
Con estos resultados podemos concluir que no es posible la
conformación de geometrías complicadas con el uso de tejidos tipo Woven
de la manera tradicional ya que el máximo valor obtenido para la fracción
superficial de estiramiento es de 1,03 lo que limita claramente este tipo de
tejidos.
De los tejidos estudiados el 8-Harness Satin denotado como W7
exhibe la mayor drapabilidad a pesar de que en los resultados previos del
ángulo de bloqueo era el W6 el que ofrecía el menor ángulo de bloqueo, este
fenómeno se puede explicar por el hecho de que en el experimento de
drapabilidad varios modos de deformación están envueltos mientras que la
prueba del ángulo de bloqueo solo envuelve el modo de deformación en el
plano.
Debido a que los experimento de drapabilidad toman en cuenta
diferentes parámetros y combinan sus efectos, y está más cercano al
proceso de conformado para el cual se está realizando la investigación,
serán los resultados de esta prueba los seleccionados como más apropiados
frente a los resultados del ángulo de bloqueo para la conformación del
material compuesto.
Leopoldo Pérez Barnola
115
Universidad Metropolitana Aircabin GmbH Escuela de Ingeniería Mecánica EADS—Airbus Group Company
La energía de formación obtenida de la prueba de drapabilidad
usando el cabezal de 40mm. Fue utilizada para comparar las energías de
formación para los tejidos de estudio, incluyendo el mejor de los tejidos
Woven en cuanto a su drapabilidad.
De los resultados de estas energías de conformación, tenemos las
siguientes conclusiones.
Aunque el máximo desplazamiento del cabezal estaba predefinido en
30mm, los tejidos tipo Woven no pudieron lograr dicho desplazamiento para
el tejido tomado de ejemplo para la gráfica, el mismo se rompió a la mitad a
los 12mm de penetración del cabezal, en cambio todos los tejidos Knitted
llegaron al desplazamiento máximo de 30mm, lo que concluye que este tipo
de tejidos puede acomodar mayores deformaciones que los tejidos tipo
Woven, lo que esta de acuerdo con la conclusión de las pruebas de tracción
uniaxial.
De la gráfica se puede observar también que los tejidos tipo Knitted
requieren de hasta 25 veces menos energía para su formación, lo que
facilitaría el proceso de termoformado y ayudaría a reducir los costos de
fabricación.
Ninguno de los tejidos tipo Knitted mostró arrugas sobre la superficie
del tejido cuando es deformado, no sucede así con los tejidos tipo Woven
donde arrugas fueron siempre observadas.
La energía de formación puede ser asociada a la densidad de puntos
del tejido, es decir la sumatoria de los Wale y Course por centímetro de
tejido. Bajas energías de formación corresponden entonces a los tejidos
Knitted abiertos, mientras las energías más altas corresponden a tejidos con
tramados de mayor densidad.
Leopoldo Pérez Barnola
116
Universidad Metropolitana Aircabin GmbH Escuela de Ingeniería Mecánica EADS—Airbus Group Company
10.7.4 SELECCIÓN DE LOS TEJIDOS TEXTILES QUE CONTINUARÁN CON LA EXPERIMENTACIÓN
Aunque los tejidos tipo Woven, deberían haber sido eliminados todos
por su bajo desempeño en las pruebas de drapabilidad, se seleccionó un
tejido de esta clase, para usarlo como elemento comparativo, el tejido Woven
W7 fue el seleccionado ya que dicho tejido fue el que presentó la mayor
drapabilidad de entre el resto de los tejidos de su clase.
Para la selección de los tejidos Knitted, fueron tomados en cuenta
tres criterios, la Drapabilidad, la Manufacturabilidad y las Propiedades
Mecánicas.
En este sentido de los resultados de la prueba de drapabilidad, la
energía de formación y la formabilidad con ambos tamaños de cabezal,
fueron tomadas en cuenta.
Para el segundo criterio, la facilidad de manejo del preformado
incluyendo la opacidad y la tendencia a enrollarse del tejido fueron tomadas
en cuenta.
Para el tercer criterio se tomaron en cuenta el módulo, las máximas
deformaciones y la contracción lateral máxima.
Luego de tomar en cuenta todos estos factores, se seleccionaron tres
tejidos tipo Knitted, todos resultaron de la clase Warp Knitted, ya que este
tipo de tejido presenta una mayor estabilidad, una menor tendencia a
enrrollarse y buenas propiedades mecánicas. Los tejidos seleccionados
fueron entonces los Kwa4, Kwa3, Kwa2.
Leopoldo Pérez Barnola
117
Universidad Metropolitana Aircabin GmbH Escuela de Ingeniería Mecánica EADS—Airbus Group Company
10.8 CONCLUSIONES
El conformado de partes de geometrías complicadas depende
fuertemente de la drapabilidad del tejido que refuerza el preformado.
Las pruebas de tracción uniaxial realizadas en diferentes direcciones
del tejido demostraron que los tejidos tipo Woven son altamente
anisotrópicos, mientras los que los tejidos Knitted muestran una buena
isotropía y unas mayores deformaciones.
Durante el conformado de tejidos tipo Woven el reareglo de las fibras
para lograr una deformación está principalmente ligada al Trellis Effect. Una
vez alcanzado el ángulo de bloqueo no es posible lograr mayores
deformaciones en el plano, por lo que mayores deformaciones guiarán hacia
la formación de arrugas y dobleces en el tejido.
El modelo desarrollado basado en un arreglo de geometría articulada
logra predecir con buena eficacia el punto a partir del cual comienzan a surgir
las arrugas en un tejido Woven. Una buena correlación fue observada y
verificada entre la data experimental y la predicción del modelo para los
diferentes tipos de tejido.
Las deformaciones en los tejidos Knitted, se llevan a cabo por
deformaciones de los bucles estructurales, lo cual está en franca ventaja
sobre el tipo de deformación observada para los tejidos Woven. Aún más las
deformaciones de los bucles en los tejidos Knitted no afectan al resto de la
estructura y por ende pueden ser consideradas locales, no así para los
tejidos Woven, donde las deformaciones afectan a todo el tejido.
La sumatoria de todos los tipos de deformaciones más la sumatoria de
otros efectos combinados es determinada en las pruebas de drapabilidad,
además de que este tipo de prueba se asemeja más al proceso real al cual
Leopoldo Pérez Barnola
118
Universidad Metropolitana Aircabin GmbH Escuela de Ingeniería Mecánica EADS—Airbus Group Company
será el tejido sometido durante la conformación, por lo que esta prueba será
la determinante por sobre las pruebas para el ángulo de bloqueo.
Leopoldo Pérez Barnola
119
Universidad Metropolitana Aircabin GmbH Escuela de Ingeniería Mecánica EADS—Airbus Group Company
11. ANÁLISIS DE LOS MECANISMOS DE CONSOLIDACIÓN Y DESCONSOLIDACIÓN
Los tejidos secos escogidos anteriormente como se describió en el
Capítulo 10 página 79, deben ser entonces impregnados por la matriz
polimérica para obtener láminas del material. En este capítulo se presentan
primero los mecanismos disponibles en la industria para la impregnación de
la polieterimida (PEI) para la formación de láminas.
Una técnica apropiada de manufactura que envuelve el proceso de
impregnación y consolidación simultáneamente en un solo paso es
elaborado, y el desarrollo de un modelo analítico para predecir el estado de
consolidación es presentado; donde se puede determinar la influencia de los
parámetros sobre la calidad del laminado final, las predicciones del modelo
son comparadas con resultados experimentales para validar el mismo.
Los materiales consolidados en esta etapa bajo las condiciones y
parámetros definidos por el modelo serán entonces utilizados en el proceso
de termoformado.
El fenómeno de desconsolidación que se puede encontrar durante el
termoformado es estudiado para los laminados de materiales con refuerzo
tipo Woven y tipo Knitted. El objetivo es establecer las condiciones de
procesamiento en donde el relajamiento del laminado puede ser evitado.
11.1 INTRODUCCIÓN
En los últimos años el uso de resinas termoplásticas se ha venido
incrementando, usándose estas como una alternativa a las matrices
termoendurecibles, debido a sus ventajosas propiedades. Este crecimiento
ha guiado nuevos desarrollos, que han dado como resultados novedosas
Leopoldo Pérez Barnola
120
Universidad Metropolitana Aircabin GmbH Escuela de Ingeniería Mecánica EADS—Airbus Group Company
técnicas de procesamiento para la creación de laminados. Estos nuevos
desarrollos influencian beneficiosamente la calidad de la consolidación y el
costo final de la parte. De todas maneras los métodos deben ser
cuidadosamente seleccionados y los parámetros de operación,
principalmente tiempo y presión, necesitan ser optimizados para cada
aplicación específica.
11.1.1 CONSOLIDACIÓN
El procesamiento de los materiales compuestos termoplásticos
engloba varios pasos: Fundición de la matriz termoplástica, impregnación de
las fibras con el material fundido, enfriado de la estructura compuesta. La
consolidación es entonces el proceso por medio del cual a partir de la resina
termoplástica y del tejido de refuerzo seco, obtenemos un material
compuesto libre de vacíos o burbujas en su estructura.
Este proceso consiste en la impregnación del lecho fibroso con la
matriz polimérica. Para lograr una consolidación con altas fracciones
volumétricas, los lechos fibrosos deben ser comprimidos bajo el efecto de
una presión externa aplicada. La presión sirve también para eliminar el aire
atrapado, suprimir los espacios vacíos y esparcir uniformemente las fibras.
Una optimización de las etapas y parámetros para este proceso es
necesaria para obtener buenas propiedades a un costo mínimo.
El estudio de parámetros como viscosidad de la matriz, permeabilidad
del preformado, encolado o pegado para incrementar la mojabilidad y la
adhesión, variación en la presión y el tiempo; Son requeridos para
seleccionar el proceso, la técnica así como la optimización de los
parámetros.
Leopoldo Pérez Barnola
121
Universidad Metropolitana Aircabin GmbH Escuela de Ingeniería Mecánica EADS—Airbus Group Company
El reto principal al trabajar con resinas termoplásticas con material
compuesto reside en su dificultad para impregnar los refuerzos fibrosos
debido a sus altas viscosidades 100-500Pa.s., comparado con los valores de
0,2-2 para las resinas termoendurecibles antes del proceso de curado [2,3].
Cuando la viscosidad se incrementa, el tiempo requerido para la
impregnación del lecho se hace más largo, por este motivo varias técnicas de
manufactura han sido desarrolladas para solucionar este problema y reducir
los tiempos de procesamiento.
Una primera solución consiste en minimizar la distancia que la resina
debe fluir durante el proceso de impregnación, esto se logra distribuyendo
resina a lo largo de toda la extensión de las fibras antes de cualquier otro
procedimiento, la técnica de la impregnación por esparcimiento de polvo está
basada en este principio [4,7].
Una segunda solución es la disminución de la viscosidad de la matriz,
por cualquier vía, ya sea por el uso de un monómero de baja viscosidad el
cual polimerice in-Situ [9]. O disolviendo la matriz, facilitando entonces el
proceso de mojado e impregnación. Para lograr la impregnación usando la
última técnica descrita el refuerzo fibroso es halado a través de una solución
y secada luego para obtener el preformado, la Figura 11-1 esquematiza este
procedimiento. El N-metilpirolidona es un solvente comúnmente usado para
el procesamiento de la Polieterimida.
Leopoldo Pérez Barnola
122
Universidad Metropolitana Aircabin GmbH Escuela de Ingeniería Mecánica EADS—Airbus Group Company
Figura 11-1 Esquema del método de impregnación por mojado con solución polimérica
Una tercera solución es usar una presión y una temperatura
suficientemente alta para incrementar el flujo de la resina y disminuir la
viscosidad da la misma. La técnica de superposición de láminas es
ampliamente usada, en esta técnica el refuerzo fibroso es colocado entre dos
láminas de material resínico; la consolidación se realiza en un molde cerrado
a alta presión y temperatura.
11.1.2 DESCONSOLIDACIÓN
Como se describió en el capítulo anteriormente, el proceso de
termoformado de las láminas consolidadas envuelve básicamente dos pasos,
llamados como precalentamiento y conformado.
Calentando el preformado sobre su temperatura de transición de vidrio
tv para las matrices amorfas (tv (PEI) = 217°C), o sobre la temperatura del
punto de fusión para matrices semicristalinas, un incremento significativo en
el volumen del conformado es observado y atribuido a la liberación de
energía elástica almacenada. A esta configuración generada se le llama
estructura relajada. La formación de espacios vacíos, y la falta de cohesión
del lecho fibroso son consecuencias de este proceso de desconsolidación
que afecta el desempeño mecánico y el acabado superficial de la parte. El
que los vacíos queden en la estructura de la parte ya finalizada, depende de
la presión aplicada durante el proceso de solidificación. Suficiente presión es
requerida para hacer estos vacíos desaparecer.
Leopoldo Pérez Barnola
123
Universidad Metropolitana Aircabin GmbH Escuela de Ingeniería Mecánica EADS—Airbus Group Company
11.2 ANÁLISIS DEL FENÓMENO DE CONSOLIDACIÓN
En este estudio dos técnicas de consolidación fueron utilizadas:
La primera es la técnica de impregnación con solvente (Figura 11-1)
usada para los tejidos tipo Woven, estas impregnaciones se realizaron en las
instalaciones de la empresa Ten Cate Advanced Compuestos (Netherlands),
debido a la necesidad de equipos especiales no disponibles en la compañía,
y segundo debido a que el tejido Woven, está siendo solo para comparar sus
resultados con los de los tejidos Knitted y no como tejido de estudio
realmente.
Una segunda técnica de impregnación fue usada con los tejidos tipo
Knitted, basada en la técnica de superposición de láminas, estas
impregnaciones fueron realizadas en las instalaciones de la compañía.
La necesidad de utilizar dos técnicas distintas para el proceso de
consolidación de los tejidos tipo Woven y Knitted, radica en la alta
deformabilidad de los tejidos tipo Knitted, en donde la técnica de
impregnación con solvente (mucho más económica y eficiente) no es
adecuada para este tipo de tejidos ya que durante el proceso de halado
vertical en el equipo el preformado seria altamente deformado.
Un modelo para el proceso de consolidación por superposición de
láminas es desarrollado. Este modelo se basa principalmente en las
observaciones e investigaciones realizadas de sobre la micro-estructura y la
configuración del sistema de refuerzos fibrosos.
11.2.1 ANÁLISIS DEL PROCESO DE IMPREGNACIÓN
En el proceso de superposición de láminas los parámetros presión,
tiempo y temperatura, juegan un papel fundamental, y deben ser
Leopoldo Pérez Barnola
124
Universidad Metropolitana Aircabin GmbH Escuela de Ingeniería Mecánica EADS—Airbus Group Company
cuidadosamente ajustados en orden de alcanzar una buena impregnación
del preformado textil.
El proceso por el que es lograda la impregnación del tejido. Posee
varios paso, un primer paso donde se calientan las láminas de la matriz y el
tejido hasta la temperatura de procesamiento (donde la matriz se funde y se
vuelve lo suficientemente fluida como para fluir dentro del lecho poroso de
fibra), un segundo paso donde una presión es aplicada para aumentar la
velocidad de este flujo, y al determinarse que ya el material ha sido
impregnado completamente el tejido comienza el tercer paso de
enfriamiento, y no es hasta que el material está por debajo de la temperatura
de transición de vidrio que se retira la presión del sistema.
Durante la etapa de consolidación, la presión aplicada comprime el
sistema y tres mecanismos principales son observados:
1. El contacto íntimo, durante el cual todos los espacios vacíos entre
las láminas y el tejido son eliminados.
2. La autoadhesión durante la cual las interfases son eliminadas por
un mecanismo de curado.
3. La impregnación de los grupo de fibras, durante el cual parte del
gradiente de presión lleva a la resina a fluir dentro de las hebras de fibras. La
otra parte del gradiente de presión es compensada por una compresión del
lecho de fibroso. Este último fenómeno es verificado por un decrecimiento del
espesor del laminado como una función del tiempo de consolidación.
El hecho de que los tejidos se encuentren inicialmente secos, es decir
no están preimpregnados, hace que se deba calcular el tiempo para lograr el
contacto íntimo. Pero estudios realizados anteriormente como los publicados
por Phillips donde estimó el tiempo requerido para completar el contacto
Leopoldo Pérez Barnola
125
Universidad Metropolitana Aircabin GmbH Escuela de Ingeniería Mecánica EADS—Airbus Group Company
íntimo entre un tejido tipo Woven de fibra de carbón con Polieterimida. Ó el
de Bastien y Gillepsie que demostraron también que para un proceso de
moldeo por compresión, el tiempo requerido para el contacto íntimo es
despreciable frente al tiempo de procesamiento a la temperatura de
procesamiento.
Ellos determinaron experimentalmente este tiempo para diferentes
temperaturas (Tabla 4) y correlacionaron estos valores con los modelos
desarrollados para polímeros amorfos. La predicción del tiempo, versus la
temperatura toma la forma de la ecuación de Arrhenius:
( )Tr et 20275571032,3 ⋅⋅= −
Ecuación 11-1
Donde T es la temperatura en Kelvin.
Temperatura (°C) Tiempo para el contacto íntimo (seg.)
260 151,0
280 1,2
300 1,2*10-2
320 1,8*10-4
340 3,6*10-6
Tabla 4 Tiempo requerido para el contacto íntimo en función de la temperatura
Consecuentemente entonces la contribución al tiempo total de
procesamiento debido al contacto íntimo es despreciable en términos del
tiempo de procesamiento el cual está en el orden de las decenas de minutos.
Quedando entonces la impregnación del tejido como mecanismo
determinante del proceso.
Leopoldo Pérez Barnola
126
Universidad Metropolitana Aircabin GmbH Escuela de Ingeniería Mecánica EADS—Airbus Group Company
Las leyes físicas que gobiernan el mecanismo de impregnación son
bien conocidas [3, 22, 23, 24]. La ecuación de Darcy es en general aplicable
y envuelve el concepto del tensor de permeabilidad K.
Varios modelos están disponibles para calcular el factor del tensor de
permeabilidad para sistemas con arreglos geométricos simples con fibras
dispersas, y estos modelos se ajustan a los resultados experimentales en
buena forma.
Pero estos modelos no son aplicables para nuestro caso, donde
nuestros refuerzos están organizados en grupos o hebras en vez de fibras
individuales, estas agrupaciones de las fibras en el tejido crea grandes
diferencias en la porosidad dentro y fuera del grupo de fibras (Figura 11-2).
Pero es obvio que bajo un gradiente de presión la resina va a fluir a través de
ambos espacios inter e intra-Tow, pero a distintas velocidades por lo que
cada uno tendrá su propia contribución.
Figura 11-2 Diagrama esquemático de la distribución de las fibras para los distintos tipos de tejidos
Un modelo analítico es propuesto entonces basado en el análisis de
las variaciones locales de la fracción volumétrica de fibra dentro del tejido, y
es comparado luego con los resultados experimentales para la consolidación
de materiales compuestos de PEI fibra de vidrio.
Leopoldo Pérez Barnola
127
Universidad Metropolitana Aircabin GmbH Escuela de Ingeniería Mecánica EADS—Airbus Group Company
11.2.2 MODELO DE CONSOLIDACIÓN
Para la constitución del modelo se desprecian entonces el tiempo de
impregnación microscópico y el de contacto íntimo, como se discutió
anteriormente.
Y se asume que el proceso de impregnación del tejido se lleva a cabo
en dos tipos de fases distintas, como se ve de la Figura 11-2. Donde en la
parte de los bucles varios grupos de fibras son superpuestos, y estos se
comprimen aun más durante la aplicación de la presión lo que crea sitios de
una fracción volumétrica de fibra muy alta y otro grupo de fibras con una
fracción volumétrica más baja.
En los sitios donde la fracción volumétrica de fibra sea más baja la
resina fluirá más rápido y viceversa. Además se va a suponer que este
arreglo de alta concentración volumétrica y baja concentración volumétrica se
repite a lo largo de toda la profundidad de nuestro laminado. Por lo que
podremos trabajar con el corte de un área trasversal como si fuera
representativo del volumen del sistema.
Entonces para el modelo dividimos la sección transversal en dos
regiones rectangulares, de dos alturas distintas como se muestra en la Figura
11-3.
Leopoldo Pérez Barnola
128
Universidad Metropolitana Aircabin GmbH Escuela de Ingeniería Mecánica EADS—Airbus Group Company
Figura 11-3 Diagrama esquemático de la forma de la sección transversal de un tejido Knitted, así como
su correspondencia para el modelo.
La Región 1, de ancho W1 y altura h1, corresponde al área entre los
bucles comprimidos, y la misma tiene una baja fracción volumétrica de fibra.
La Región 2 en cambio con ancho W2 y altura h2, corresponde a los bucles
localmente comprimidos, que tienen una fracción volumétrica de fibra alta.
En el modelo se asume que la resina fluye unidireccionalmente,
perpendicular al lecho de tejido, el flujo a través del preformado es entonces
gobernado por la ecuación de Darcy [27,31]
( )dZdPK
VdtdLq p
f ⋅−=−=η
1 Ecuación 11-2
Donde q es la rata de flujo medio a través del lecho fibroso, L es la
distancia de penetración, t es el tiempo, Kp es la permeabilidad del lecho
fibroso, η es la viscosidad de la matriz y dP/dZ es el gradiente de presión.
El problema ahora está en que las matrices termoplásticas pueden
exhibir también tendencias viscoelásticas, mientras que la ecuación de Darcy
en la manera descrita anteriormente asume que el fluido se comporta de
manera newtoniana.
Pero para el proceso que estamos tratando, son encontrados bajos
valores de corte y bajos valores del número de Deborah, por lo que la
Leopoldo Pérez Barnola
129
Universidad Metropolitana Aircabin GmbH Escuela de Ingeniería Mecánica EADS—Airbus Group Company
implicación a un modelo de representación de flujo newtoniano queda
justificado [24].
Un balance microscópico del estado de momentos que la presión
aplica al sistema Pa es balanceado por 4 componentes:
1. Presión viscosa de la resina Pv
2. Presión capilar Pc
3. Presión elástica debida a la compresión del lecho fibroso Ps
4. Presión del gas presente en el frente del laminado Pg
Quedando entonces:
P P P P P gscva +++= Ecuación 11-3
La contribución de cada una de estas presiones será evaluada
experimentalmente más adelante.
Como se describió con la Figura 11-2, la impregnación ocurre en
ambas regiones o partes de la muestra al mismo tiempo. Y es distinta para
cada tipo de población de fibra.
La fracción volumétrica de espacios vacíos queda definida entonces
de la siguiente manera para cada uno de las partes:
1,
11
Tot
vv V
VX =
2,
22
Tot
vv V
VX = Ecuación 11-4
Donde Vv1 o Vv2 son el volumen vació para la población uno o dos
respectivamente. Y VTot1 o VTot2 son el volumen total de la región 1 o dos
respectivamente.
Leopoldo Pérez Barnola
130
Universidad Metropolitana Aircabin GmbH Escuela de Ingeniería Mecánica EADS—Airbus Group Company
De los parámetros definidos anteriormente en la Figura 11-2 y
asumiendo un ancho constante de la partes, las ecuaciones 9.4 quedan:
( ) ( ) ( )11
111 12
fv Vh
tLhtX −⋅−
= ( ) ( ) ( 22
222 12
fv Vh
tLhtX −⋅−
= ) Ecuación 11-5
Donde h1 y h2 es el grosor de la región fibrosa para la parte 1 y 2; L1(t) y L2(t) es la longitud impregnada en función del tiempo para las partes 1 y 2,
y Vf1 y Vf2 es la fracción volumétrica de la fibra para la parte 1 y 2
respectivamente.
Finalmente asumiendo que la permeabilidad es constante en el tiempo
para área y que ∆P es también constante, L(t) puede ser expresado para
cada región de la siguiente manera.
( ) tV
PVKtL
f
fp
1
11 1
2)(
−⋅
∆⋅⋅⋅=
η ( ) t
VPVK
tLf
fp
2
22 1
2)(
−⋅
∆⋅⋅⋅=
η Ecuación 11-6
11.2.3 EXPERIMENTOS DE CONSOLIDACIÓN
Los experimentos realizados para el estudio de los mecanismos
involucrados en el proceso de consolidación son expuestos en la presente
sección. Los resultados necesarios para el mecanismo de consolidación son
presentados directamente mientras que la aplicación y validación del modelo
será presentado más adelante en el aparte de resultados.
11.2.3.1 Materiales
Los laminados de PEI Polieterimida con material reforzado de tejido
Knitted fueron manufacturados en tamaños de 140x60mm, siguiendo el
proceso de laminación con moldes coincidentes, dichos moldes estaban
equipados con dos termocuplas, y estaban montados en una prensa
(Fontyne, Modelo TP 50). Para la conformación del material consolidado se
introducía entonces el tejido seco entre dos láminas de PEI suministrado por
Leopoldo Pérez Barnola
131
Universidad Metropolitana Aircabin GmbH Escuela de Ingeniería Mecánica EADS—Airbus Group Company
GE Plastic, clase Ultem 1000, de 300µ de espesor, todo el sándwich de
materiales era llevado a la temperatura de procesamiento bajo una presión
de 240kPa con un rango de calentamiento de 8°C/minuto. Una vez que el
equilibrio térmico era alcanzado la presión de conformación era aplicada
durante el tiempo de consolidación establecido y mantenido durante la fase
de enfriamiento 22°C/min. Para evitar la desconsolidación del material.
La presión de consolidación fue variada entre 2 a 6MPa. Para las
temperaturas de procesamiento de 300 y 350°C, y el tiempo de
procesamiento se varió entre 1,5 a 12,5 min. Las condiciones están listadas
en la Figura 11-4, dichas condiciones fueron obtenidas al aplicar las técnicas
de diseño de experimentos Dox, para un estudio factorial con tres variables.
Figura 11-4 Condiciones borde creadas al aplicar un estudio factorial para la optimización de las
variables siguiendo un proceso de disminución de las pérdidas de calidad.
Leopoldo Pérez Barnola
132
Universidad Metropolitana Aircabin GmbH Escuela de Ingeniería Mecánica EADS—Airbus Group Company
En la realización del experimento anterior se aplicaron los principios
de diseño de experimentos Dox, para la realización de un diseño factorial
simple con tres variables, esto se logró realizando un análisis de las variables
de salida que afectan la calidad del producto, las cuales fueron graficadas en
Score Cards, luego para lograr una optimización de las variables de salida se
realizó un análisis estadístico de los resultados usando el paquete Stat
Man™. Con esto se logró minimizar la función de perdida de calidad para el
sistema
Obteniéndose los resultados óptimos para las variables del sistema,
estos resultados fueron usados luego para la conformación de los laminados
usados en los desarrollos siguientes, los valores de las variables optimizadas
son los siguientes:
Temperatura= 325°C
Presión= 4MPa
Tiempo= 2,5min
11.2.3.2 Distribución de las fibras a través del laminado.
Nuevas muestras fueron entonces consolidadas bajo los parámetros
óptimos de procesamiento, estas muestras fueron entonces cortadas de
forma transversal y sumergidas en una resina acrílica. Esta resina fue luego
pulida, para realizar observaciones de la sección transversal usando
microscopio y tomar microfotografías tipo SEM a la misma.
Leopoldo Pérez Barnola
133
Universidad Metropolitana Aircabin GmbH Escuela de Ingeniería Mecánica EADS—Airbus Group Company
Figura 11-5 Micrografía de un tejido tipo Woven
El espesor final del Compuesto laminado formado es de
aproximadamente 800µ ±20.
Dos clases distintas de formaciones de tejido son fácilmente
identificables dentro de las fotografías, la primera lo constituyen grupos casi
rectos de fibras que están entre los bucles; Mientras que el segundo grupo
esta localizado en los sitios donde se superponen varios grupos de fibras
motivando una alta fracción volumétrica de las fibras en las mismas.
Para el análisis se tomaron un numero significativo de fotografías para
ambos tipos de arreglo de fibras, las cuales fueron analizadas una a una, el
resultado muestra entonces una media bastante representativa, que
corresponde a los siguientes valores
Zona de baja densidad de fibras: Vf1 = 0,45 ±0,02.
Zona de alta densidad de fibras Vf2 = 0,89 ±0,01.
Ahora se necesita determinar la proporción en la que ambas zonas se
encontraban dentro del laminado.
Esto se hizo con la ayuda de un programa de computadora que
determinaba la proporción de negro y blanco que tenia determinada imagen.
Lo que se hizo entonces fue tomar las imágenes SEM de los cortes
transversales y trabajarlas digitalmente para transformarlas en blanco y
negro donde todas las partes que representaban fibras quedaban color negro
Leopoldo Pérez Barnola
134
Universidad Metropolitana Aircabin GmbH Escuela de Ingeniería Mecánica EADS—Airbus Group Company
y la parte de resina color blanco. Una primera medición era entonces hecha
por el programa determinando la relación entre negro blanco, lo que
representaba la fracción de fibra total en el sistema. Luego de esto se
tomaban las fotografías originales y manualmente se escondían las fibras
que correspondían a los bucles quedando entonces solamente las porciones
de las fibras de baja densidad, se realizaron nuevamente las mediciones de
la relación blanco negro en el programa.
El resultado fue entonces que la fracción superficial entre el primer y
segundo tipo de fibras es de 3:1 esta fracción fue usada entonces en la
representación del modelo donde W1 es entonces 3*W2.
Las alturas de las de las fibras fueron también medidas en diferentes
macrofotografías para cada zona encontrándose que las alturas son las
siguientes:
h1 = 530 ±5 µ
h2 = 690 ±8 µ
11.2.3.3 Determinación del espacio vació dentro del laminado.
La determinación de la fracción volumétrica de espacios vacíos
remanentes después de la consolidación fue llevada a cabo por el
departamento de analítica usando una técnica de inmersión (ASTM D792-
86). Cuando menos 5 medidas fueron tomadas en varias zonas aleatorias de
la muestra. Todas las muestras bajo las distintas condiciones de
procesamiento fueron analizadas, ya que los resultados de las mismas
representaban uno de los parámetros de calidad a medir para la
determinación del valor óptimo de procesamiento en el diseño factorial.
Leopoldo Pérez Barnola
135
Universidad Metropolitana Aircabin GmbH Escuela de Ingeniería Mecánica EADS—Airbus Group Company
11.2.3.4 Medidas de viscosidad
Las láminas de PEI de 250µm. fueron suministradas por GE
PLASTICS®, de la clase Ultem-1000. Antes de realizar las pruebas el
material fue secado a 80°C y 50mbar en hornos de secado, esto para evitar
la formación de burbujas debido a la evaporación del agua presente dentro
del laminado. La viscosidad dinámica del PEI fundido fue determinada
usando un reómetro de dinámica rotacional, Marca Rheometrics® Modelo
RDA II, equipado con placas paralelas de 25mm. Las medidas fueron
llevadas a cabo para distintos rangos de temperatura y frecuencia con una
deformación constante de 5%.
Figura 11-6 equipo para la medición de la viscosidad de soluciones poliméricas
Las medidas de frecuencia se tomaron entre 1 y 100Rad./seg.
Las medidas de temperatura se tomaron entre 300 y 360°C con
intervalos de 5°C.
Los resultados obtenidos de la viscosidad dinámica se muestran en la
siguiente gráfica Figura 11-7.
Leopoldo Pérez Barnola
136
Universidad Metropolitana Aircabin GmbH Escuela de Ingeniería Mecánica EADS—Airbus Group Company
0
5000
10000
15000
20000
25000
1 10 10Frecuencia (rad./seg.)
Visc
osid
ad d
inam
ica
(Pa.
s)
0
300°C310°C320°C330°C340°C350°C360°C
Figura 11-7 Viscosidad dinámica de la PEI para distintas temperaturas
La viscosidad para un fluido no Newtoniano puede expresarse en
forma de una ecuación exponencial Power-Law de la forma:
1−== nk γγτη &&
Ecuación 11-7
Donde k es una medida de la consistencia del fluido, y es función de
la temperatura; Mientras más alta es la k más viscoso es el fluido.
Y n es una medida del grado de lejanía del fluido al comportamiento
Newtoniano [39-41].
Para la Polieterimida el valor de n es menor que uno, por lo que la
viscosidad disminuye al incrementarse el valor del esfuerzo cortante.
Para altos valores de la rata de esfuerzo cortante, γ ≥1, la ecuación de
ecuación de potencia Power-Law se ajusta a los resultados experimentales
bastante bien, pero esta ecuación falla para describir los valores para bajas
ratas de esfuerzo cortante, donde los valores experimentales convergen a
una constante en vez de a infinito como lo hace la ecuación.
Leopoldo Pérez Barnola
137
Universidad Metropolitana Aircabin GmbH Escuela de Ingeniería Mecánica EADS—Airbus Group Company
Se debe entonces redefinir el modelo Power-Law para poder describir
los resultados experimentales para las regiones con bajas ratas de esfuerzo
cortante, Cross (1965) propuso el siguiente modelo:
( ) ( )( )[ ] nTCTT −⋅⋅+
= 10
0
1,
γηηγη
&& Ecuación 11-8
Donde η0 es la viscosidad sin esfuerzo cortante, C es una constante
que tiene unidades dimensionales inversas a la presión (Pa-1). Y n es la
constante de la pendiente (índice de seudo-plasticidad). A ratas de esfuerzo
cortante bajas y como η0 es mucho mayor que η∞, η tiende a η0. Pero este
modelo falla para valores altos de la rata de esfuerzo cortante.
Para corregir esta deficiencia Yasuda y colaboradores presentaron el
siguiente modelo [42]:
( )[ ] ⎟⎠⎞
⎜⎝⎛ −
∞
∞ ⋅+=−− a
na
C
1
0
1 γληηηη
& Ecuación 11-9
Este es un modelo equivalente al de Cross que incluye un quinto
parámetro a; donde η∞ es la viscosidad para un valor infinito de la rata de
esfuerzo cortante, λc es el tiempo de relajación.
La ecuación anterior con un a = 2 es conocida como el Modelo de
Carreau y es la ecuación que vamos a utilizar para simular la viscosidad de la
PEI en el presente estudio.
Es importante observar como la temperatura de procesamiento para la
manufactura del laminado, determinada por el método de minimización de las
perdidas de calidad de 338°C, es corroborada por la forma de la curva de
viscosidad a dicha temperatura donde se nota que:
Para el rango de valores de frecuencia (1-10Hz) la viscosidad puede
aproximarse a una recta entre esos valores. Dicha viscosidad no disminuye
Leopoldo Pérez Barnola
138
Universidad Metropolitana Aircabin GmbH Escuela de Ingeniería Mecánica EADS—Airbus Group Company
muy rápidamente para valores más elevados de temperatura; y el valor
obtenido para la viscosidad a esa temperatura y entre ese rango de
frecuencia es muy cercano al valor asintótico de la misma, condiciones que
demuestran que a dicha temperatura se aprovecha el gasto energético de
calentar el material en una manera eficiente.
Los resultados de los parámetros de la ecuación de Carreau, de tomar
dicha temperatura son presentados en la Tabla 5.
Modelo n K(s)/ λc(s) ηo (Pa.s)
Power Law 0,7715 2808 (-)
Carreau 0,7714 67385 35645 Tabla 5 Resultado de los parámetros según el modelo Power Law y el de Carreau, para el cálculo de la
viscosidad
11.2.3.5 Determinación del ángulo de contacto
Optimizando las propiedades de la interfase resina-fibra, se pueden
lograr mejoras significativas de las propiedades de mojado del preformado
durante la impregnación, que traerán como resultados finales disminuciones
de la fracción de espacios vacíos dentro del sistema, así como un incremento
de las propiedades mecánicas del preformado final. Cuando la adhesión
interfacial es incrementada, la transferencia de esfuerzos del sistema resínico
a las fibras a través de la interfase se ve mejorada [5].
Los dos parámetros de importancia en el estudio de las interfases de
los materiales compuestos son la energía interfacial y la rigidez interfacial
[43,44].
Dos test, ambos destructivos fueron aplicados para medir
experimentalmente la rigidez interfacial de la matriz (PEI) con las fibras de
refuerzo (fibra de vidrio), estos test conocidos como prueba de halado de
fibra simple y prueba de desprendimiento de microgotas.
Leopoldo Pérez Barnola
139
Universidad Metropolitana Aircabin GmbH Escuela de Ingeniería Mecánica EADS—Airbus Group Company
La energía interfacial fue en cambio medida por las medidas del
ángulo de contacto, que están directamente asociadas a algunas
características de las propiedades de mojado.
Para que la adhesión ocurra durante el proceso de consolidación la
matriz y los refuerzos deben ponerse en contacto íntimo durante el proceso.
Este contacto íntimo entre la matriz y los refuerzos es conocido como
mojado, y este va a ocurrir si la viscosidad de la matriz no es muy alta y si la
energía libre asociada al sistema decrece con este mojado.
Todas las superficies tienen una energía libre asociada por unidad de
área γ. En términos de energías superficiales, el trabajo de adhesión es la
suma de las energías de las interfases que rodean el sistema. Esto es
representado por la ecuación de Duprè [45] que se presenta a continuación:
( )LV
SLSVWaγ
γγ −= Ecuación 11-10
Donde los subíndices S, L, V representan el estado de la sustancia
representada (Sólido, líquido, Vapor) respectivamente.
El mojado de equilibrio o ángulo de contacto θ, está determinado por
la ecuación de Young, obtenida por un balance horizontal de las fuerzas
representadas en la siguiente Figura 11-8[46,47].
Leopoldo Pérez Barnola
140
Universidad Metropolitana Aircabin GmbH Escuela de Ingeniería Mecánica EADS—Airbus Group Company
Figura 11-8 Ángulo de contacto y diagrama de las Energías superficiales
Un mojado completo ocurrirá cuando θ = 0, esto ocurre cuando el
término γSV es mayor que la suma de los otros dos términos γLV y γSV.
El ángulo de contacto de una resina fundida θ, sobre una fibra es
entonces usada como una medida de la mojabilidad, esta puede variar desde
0° hasta 180°.
La medida del ángulo de contacto de gotas líquidas sobre una
superficie cilíndrica es complicada debido a las curvaturas involucradas. La
forma de la gota esparcida sobre una fibra puede tomar alguna de las
siguientes configuraciones:
Configuración estable geométricamente de un undoloide de simetría
axial.
Configuración metaestable de tipo concha de caracol “Clam Shell”.
La siguiente Figura 11-9 muestra la forma de ambas configuraciones.
Leopoldo Pérez Barnola
141
Universidad Metropolitana Aircabin GmbH Escuela de Ingeniería Mecánica EADS—Airbus Group Company
Figura 11-9 Posibles geometrías de las gotas sobre una superficie cilíndrica.
El método de medición de la tangente óptica, no tiene buena precisión
para medir el ángulo de contacto en ninguno de los casos, debido a las
curvaturas de las superficies involucradas, por este motivo un método
analítico que depende de la geometría de la gota es más apropiado.
Soluciones numéricas han sido desarrolladas para la determinación
del ángulo de contacto para el caso de la gota de simetría axial [43, 49, 50].
En estos estudios se definen unos parámetros adimensionales, que son
usados en el cálculo del ángulo de contacto estos parámetros son:
Longitud reducida de la gota I:
RLI = Ecuación 11-11
Máxima altura reducida de la gota h:
RHh = Ecuación 11-12
Para la geometría metaestable de la gota, Walliser [51] propuso un
método semi-empírico. Para la gota en una superficie plana el ángulo de
contacto es independiente del volumen de la gota y el ángulo está dado por:
⎟⎠⎞
⎜⎝⎛ ⋅⋅=
lh2arctan2θ Ecuación 11-13
Donde h y l son las constantes adimensionales definidas
anteriormente.
Leopoldo Pérez Barnola
142
Universidad Metropolitana Aircabin GmbH Escuela de Ingeniería Mecánica EADS—Airbus Group Company
Para este tipo de geometría la curva descrita por la longitud y altura
reducida de la gota, puede ser descrita por la siguiente relación:
lblah ⋅+⋅= 2 Ecuación 11-14
Donde a y b son obtenidos de los resultados de regresiones
estadísticas. Walliser observó que esta curva era tangente en el origen a la
curva lineal h-l obtenida por una gota sobre una superficie plana. Esta
condición es necesaria para poder asumir que la ecuación 11-14 es correcta
porque el origen de la misma está definido como el límite de la superficie
plana (donde h y l ambos tienden a 0).
El valor de la pendiente de la curva ajustada en el límite para la
superficie plana da como resultado b. Ahora sustituyendo este valor como la
fracción altura/anchura de la ecuación 11-13 obtenemos la siguiente
ecuación:
( b2arctan2 ⋅= )θ Ecuación 11-15
Entonces midiendo los parámetros geométricos de distintas gotas
formadas, es posible estimar el ángulo de mojado de la polieterimida sobre la
fibra de vidrio.
11.2.3.5.1 Materiales y experimentos
Los silanos son comúnmente empleados en la industria para unir los
grupos de oxido de silanol sobre una superficie de vidrio a las moléculas de
una matriz polimérica, lo que incrementa el pegado o la adhesión entre la
matriz polimérica y la fibra de vidrio [48]. La estructura general de un silano
es R'Si(OR)3, donde R' es un grupo que contiene un sustituyente orgánico
reactivo, y OR es un grupo alcohólico. El silano debe ser seleccionado de
manera que el grupo organofuncional R' sea capaz de reaccionar con el
polímero orgánico.
Leopoldo Pérez Barnola
143
Universidad Metropolitana Aircabin GmbH Escuela de Ingeniería Mecánica EADS—Airbus Group Company
Cuatro tipos diferentes de tratamientos superficiales comerciales para
fibras de vidrio fueron probados. Todos los tratamientos estaban basados en
diferentes silanos. Para realizar el experimento se tomaron 5 muestras de
fibras de vidrio, 4 para ser tratadas cada una por uno de los agente de
engomado (Sizing) seleccionados, y la última para ser usada como patrón, y
por ende no fue tratada con ningún agente de Sizing y poder comparar si
existe una verdadera ventaja en el uso de los agentes.
Los agentes fueron aplicados siguiendo las indicaciones de cada uno
de los fabricantes respectivos, y removidos a 480°C por una hora como es
realizado en la industria [11].
Luego del tratamiento se cortaron y se abrieron unos pocos hilos de
cada sistema, un polvo fino de PEI (Ø = 100µ) fue espolvoreado sobre las
fibras.
Los especimenes fueron entonces puestos en un horno por una hora.
La temperatura del horno fue seleccionada basada en experimentos
anteriores realizados por Connor con fibras de carbón-PEI a 280°C [6];
Nelson a 295°C [12]; y Phillips a 300°C [22].
Se seleccionó entonces la temperatura de 300°C, solo por facilidad.
Luego de una hora en el horno las muestras fueron removidas y
colocadas a temperatura ambiente para solidificar las gotas formados sobre
las fibras de vidrio. Los parámetros H, L y R fueron entonces medidos
usando un microscopio óptico (Olympus BH2-UMA), en vez de un SEM
(Scanning Electron Microscope), que podría inducir una inclinación, que
conduciría a la toma de medidas erróneas; esto fue hecho por
recomendación del departamento de analítica de la compañía.
Leopoldo Pérez Barnola
144
Universidad Metropolitana Aircabin GmbH Escuela de Ingeniería Mecánica EADS—Airbus Group Company
Diferentes gotas de diferentes tamaños fueron analizadas con el
objetivo de obtener una población significativa para poder ajustar la curva h-l, ver Figura 11-10 presentada más adelante.
El ángulo de contacto fue entonces calculado usando la ecuación
11.15.
11.2.3.5.2 Resultados y discusión
Todos los sistemas sin importar el tipo de tratamiento formaron
estructuras tipo Shell-Clam, ver Figura 11-10.
Figura 11-10 Micrografía de una gota tipo Shell-Clam, de PEI depositada sobre una fibra de vidrio
El promedio de los diámetros de las fibras medido es de 15µ.
Los resultados de la tabla 6 muestran los resultados del ángulo de
mojado para las distintas muestras estudiadas baja la acción de los distintos
agentes de engomado Sizing.
Leopoldo Pérez Barnola
145
Universidad Metropolitana Aircabin GmbH Escuela de Ingeniería Mecánica EADS—Airbus Group Company
Agente de Engomado Sizing
Ángulo de mojado
Sin agente de engomado 112,3 PPG 2001 117,8
Vetrotex TD 22 109,6 OC C111 – AX 12 100,4
PPG 1383 100,3 Tabla 6 Ángulo de mojado con distintos agentes de engomado
De los resultados anteriores se observa que el mayor ángulo de
contacto lo tiene la muestra que no fue tratada con ningún tipo de agente de
Sizing, pero se debe notar también y hacer hincapié en que no todos los
agentes de Sizing obtuvieron una mejora realmente significativa con respecto
a la muestra sin tratamiento.
De esto se puede concluir que es importante la selección de un buen
agente de Sizing para el sistema en estudio (PEI-fibra de vidrio), ya que no
todos los agentes actúan de igual manera.
Los grandes ángulos de contacto obtenidos son explicados
principalmente por los efectos viscosos de los polímeros que tienen altas
viscosidades en el orden de los 100Pa.s [24].
Este es el caso de la PEI a 300°C, para esta resina el ángulo de
contacto se incrementa rápidamente por efectos de la viscosidad haciéndose
menos dependiente de los efectos de las energías superficiales [25,26].
De todas maneras se debe notar que estos altos ángulos de mojado
podrían ser explicados también por el hecho de que los pocos agentes de
Sizing probados, fueron desarrollados para ser usados con sistemas
epóxicos y no para el uso con sistemas termoplásticos, por lo que su efecto
no estaría optimizado para el sistema PEI-Fibra de Vidrio.
Leopoldo Pérez Barnola
146
Universidad Metropolitana Aircabin GmbH Escuela de Ingeniería Mecánica EADS—Airbus Group Company
Se recomienda el estudio y desarrollo de nuevos agentes de Sizing
para sistemas Knitted optimizados para PEI-Fibra de vidrio que en estos
momentos no están disponibles en el mercado.
Se debe enfatizar también el hecho de que el fenómeno de mojado
analizado, da una indicación de la facilidad de impregnación y adhesión de la
matriz resínica con las fibras de refuerzo, pero este estudio no puede ser
asociado con resultados cuantitativos en parámetros de adhesión, ya que
esta también depende de reacciones químicas que ocurren entre el agente
de Sizing, la matriz termoplástica y las fibras.
11.2.3.6 Determinaciones de la presión capilar
La presión capilar Pc, puede ser teóricamente determinada usando la
ecuación de Young-Laplace
e
lvcP
φθγ cos4 ⋅⋅
= Ecuación 11-16
Donde γlv es la tensión superficial del líquido, θ es el ángulo de
contacto entre el sólido y el líquido, y Øequiv es el diámetro del canal hidráulico
equivalente. Para flujo transversal, De puede ser aproximado por la siguiente
ecuación:
f
ffe V
VDD
−=
12 Ecuación 11-17
Donde Df es el diámetro de las fibras y Vf es la fracción volumétrica de
las fibras en el arreglo.
La tensión superficial debe ser determinada a la temperatura de
procesamiento. Pero no es posible realizar mediciones a 338°C usando los
equipos estándar, así que basados en la ecuación propuesta por Van
Krevelen [27]:
Leopoldo Pérez Barnola
147
Universidad Metropolitana Aircabin GmbH Escuela de Ingeniería Mecánica EADS—Airbus Group Company
4
)()( ⎟⎟
⎠
⎞⎜⎜⎝
⎛=
TVPsTγ Ecuación 11-18
Esta ecuación permite estimar la tensión superficial como una función
de la temperatura. Donde Ps es una cantidad tabulada, independiente de la
temperatura, llamada el Parachor molar, que se obtiene de una relación
cuantitativa de las propiedades estructurales que depende de las
contribuciones atómicas y moleculares. Y V(T) es el volumen molar amorfo.
Cuando T >Tg ≥ 298K, V(T) esta dado por:
( )7,4442,1
(30,057,1)298()(
+−+
≈g
g
TTTT
CVTV o Ecuación 11-19
Para nuestra resina PEI (Ultem-1000) la temperatura de transición de
vidrio Tg = 217°C = 490,15K, Ps = 69,30(cm3/mol)*(N/cm.)1/4 y V(298K) =
463,3(cm3/mol). Donde Tg y V(298K) fueron tomados de los datos
suministrados por el suplidor de la resina y Ps fue buscado en las tablas
tabuladas encontradas en la bibliografía de Van Krevelen.
Consecuentemente:
V(611,15K) = 622,9cm3/mol y
γ(611,15K) = 1,532*10-4 (N/cm.).
Más allá de los resultados obtenidos anteriormente sabemos que para
el sistema Fibra de vidrio-PEI el mejor ángulo de mojado es de 100,3° (ver
Tabla 6), y que el diámetro de la fibra es de 0,15µ determinado de las
observaciones con el microscopio óptico.
Tomando ahora las fracciones de fibra de los dos tipos de poblaciones
estudiados en la Experimentos de consolidación, página 131, Vf1 = 0,45 y Vf2
= 0,89, se calcula el diámetro del canal hidráulico para cada tipo de fracción
de fibra. Los resultados son:
Leopoldo Pérez Barnola
148
Universidad Metropolitana Aircabin GmbH Escuela de Ingeniería Mecánica EADS—Airbus Group Company
Diámetro del canal hidráulico equivalente
Øequiv1 = 36,67*10-6m
Øequiv2 = 3,71*10-6m
Se calculan entonces las presiones capilares para cada caso
arrojando los siguientes resultados:
Pc1 = 2,99*10-4 MPa.
Pc2 = 2,96*10-3 MPa
Estos valores son considerablemente inferiores a los de la presión
aplicada en el proceso de consolidación (4MPa), por lo que su contribución
puede ser despreciada.
11.2.3.7 Determinaciones de la permeabilidad
El modelo basado en la ecuación de Darcy requiere los valores de la
permeabilidad de los preformados textiles para estimar las macro y micro
impregnaciones.
La macro-impregnación fue estudiada determinando
experimentalmente la permeabilidad K, de un flujo transversal a través del
lecho de material fibroso. Esto se hizo midiendo la rata de flujo a través de
una columna del material de refuerzo fibroso.
El lecho fibroso lo constituyeron 24 capas de tejido superpuestas,
unas sobre las otras, de 60mm de diámetro, estas capas se colocaron dentro
de un permeámetro, entre dos láminas de material estructural de tipo panal
de abeja (Honeycomb) de 20mm de espesor, con el objetivo de soportar las
capas y mantener el ancho del lecho fibroso constante.
Leopoldo Pérez Barnola
149
Universidad Metropolitana Aircabin GmbH Escuela de Ingeniería Mecánica EADS—Airbus Group Company
La presión a la entrada del permeámetro es controlada por un
transductor de flujo colocado a la entrada del mismo. Una solución de
polietilénglicol (PEG) fue usada para la impregnación del material, esta
solución exhibe propiedades Newtonianas a temperaturas estándar. La
viscosidad de la solución es de 1,6Pa.s a la mencionada temperatura.
El método experimental consistió en medir la presión de entrada y
salida y el flujo volumétrico cuando el sistema alcanzaba el estado
estacionario, y luego variar la presión de entrada o el flujo volumétrico para
obtener otro grupo de datos.
Luego con estos datos y haciendo uso de la ecuación de Darcy
ecuación 9-2 Pág. 129, reordenada como se muestra a continuación para
nuestro grupo de condiciones se buscaba el valor de K:
Pnqk
∆⋅
= Ecuación 11-20
El promedio de los valores para la constante de permeabilidad para el
sistema fue de:
K = 1,52*10-11m2.
Ahora usando nuevamente la ecuación de Darcy, pero esta vez
buscando el tiempo:
Donde t representa el tiempo que es la variable a buscar.
L es la distancia de penetración del fluido que en nuestro caso es la
mitad de las alturas de nuestro modelo geométrico de consolidación, para
cada una de las fases, es decir:
L1 = 530 µ / 2 = 265µ
L2 = 690 µ / 2 = 345µ
Leopoldo Pérez Barnola
150
Universidad Metropolitana Aircabin GmbH Escuela de Ingeniería Mecánica EADS—Airbus Group Company
Vf es la fracción volumétrica de fibra que varía para cada fase:
Vf1 = 0,45±0,03 y
Vf2 = 0,089±0,01
K es la constante de permeabilidad que acabamos de calcular.
P es la presión aplicada que nuestro sistema de optimización dio como
resultado 4Mpa.
Con estos datos entonces los valores del tiempo son:
t1 = 0,95 s
t2 = 0,32 s
Con estos resultados donde la macroimpregnación no toma ni siquiera
un segundo completo en ninguno de los dos casos, su contribución puede
ser entonces despreciada en comparación con los tiempos de la
microimpregnación.
La micropermeabilidad, va a ser estudiada usando un modelo que
describe la permeabilidad transversa de arreglos densos regulares de fibras
cilíndricas [25,27].
Este modelo tiene la ventaja de que toma en cuenta los arreglos de la
fibras, por este motivo no necesita ajustes paramétricos en comparación con
mediciones experimentales. La permeabilidad esta dada entonces por la
siguiente ecuación:
Leopoldo Pérez Barnola
151
Universidad Metropolitana Aircabin GmbH Escuela de Ingeniería Mecánica EADS—Airbus Group Company
( ) 225
max, 169
2f
fi
ffi D
VV
VK ⋅⎟⎟⎠
⎞⎜⎜⎝
⎛−
⋅⋅=
π Ecuación 11-21
Donde Vf,max es la fracción volumétrica máxima de fibra para el
arreglo, siguiendo los parámetros tabulados del modelo encontramos que
para nuestro caso:
32max,π
=fV Ecuación 11-22
Tomando ahora como diámetro de la fibra 15µ el mismo obtenido de
las observaciones microscópicas realizadas para las mediciones del ángulo
de mojado, y las fracciones volumétricas determinadas anteriormente
obtenemos que:
K(Vf1) = 7,41*10-13m2
K(Vf2)= 5,64*10-17m2
11.2.4 RESULTADOS Y DISCUSIÓN DEL MODELO DE CONSOLIDACIÓN
Diferentes laminados de material compuesto fueron procesados a la
presión y temperatura óptima determinada anteriormente, para distintos
tiempos de procesamiento. La evolución de la fracción volumétrica de vació
total fue medida por el departamento de analítica siguiendo el mismo método
utilizado anteriormente, dicha fracción fue también estimada por el modelo,
tomando y sin tomar en cuenta la presión del gas atrapado en los espacios
vacíos. Como la contribución de la macroimpregnación fue ignorada (ver
sección 11.2.3.7), el valor inicial de la fracción volumétrica de espacios
vacíos es la calculada sólo para la microimpregnación (los espacios vacíos
entre los grupos de fibras) esto justifica los valores relativamente bajos al
comienzo.
Leopoldo Pérez Barnola
152
Universidad Metropolitana Aircabin GmbH Escuela de Ingeniería Mecánica EADS—Airbus Group Company
Las dos curvas modeladas son similares excepto al final del proceso
de consolidación, en el caso en que no se toma en cuenta los gases
atrapados predice un llenado completo de todos los vacíos, mientras que el
segundo modelo donde se toma en cuenta la presión de los gases
atrapados, la fracción residual del contenido de vacíos se estabiliza en un
valor de 2,3% para una presión de operación de 4MPa y una temperatura de
338°C.
Se debe observar también que los resultados experimentales están
siempre entre los resultados de ambas curvas, esto puede ser explicado de
la siguiente manera, algunos de los vacíos son eliminados debido a que el
gas atrapado dentro del mismo es absorbido por la matriz termoplástica, pero
no con todos pasa lo mismo, algunos de los espacios quedan remanentes en
el sistema debido a que la matriz llega a su punto de saturación.
Por eso podemos considerar a los dos modelos como los casos
extremos en los que los valores reales estarán siempre entre las curvas
modeladas.
En el caso de que se trabaje con el modelo que toma en cuenta las
presiones internas de los gases atrapados, se podrá indicar siempre
certeramente que la calidad obtenida será igual o superior a la determinada
para las condiciones de operación correspondientes.
La influencia de la temperatura de procesamiento sobre la evolución
de la consolidación para una presión aplicada de 4MPa. Se puede observar
como la temperatura tiene una gran influencia en los tiempos de
procesamiento para valores de temperatura menores de 315°C, además esta
influencia se hace cada vez más fuerte y notoria cuando seguimos
disminuyendo la temperatura.
Leopoldo Pérez Barnola
153
Universidad Metropolitana Aircabin GmbH Escuela de Ingeniería Mecánica EADS—Airbus Group Company
Esta influencia es una consecuencia directa de la dependencia de la
viscosidad de la matriz con la temperatura en el rango de trabajo.
La asunción de un flujo newtoniano para nuestro desarrollo queda
justificada para valores de la temperatura mayores de 310°C, a sabiendas de
la matriz no es newtoniana, porque los tiempos de impregnación son largos y
los esfuerzos cortantes son muy pequeños, varían entre 5*10-2 a 5*10-1 s-1.
Se chequeó también el modelo para la consolidación a 300°C, donde
el fluido ya no se comporta newtonianamente, obteniéndose que se puede
concluir que el modelo se aleja un poco de los resultados experimentales
para la primera parte de la curva que corresponde a la parte de la
impregnación de los grupos de fibras con baja fracción volumétrica, la
impregnación de los grupos con alta fracción volumétrica de fibra es
representada por la segunda parte de la curva, en esta parte de la curva el
proceso se hace más lento cada vez como consecuencia de la reducción de
la presión efectiva debido al balance de las contrapresiones de los espacios
restantes llenos de gas. Pero se puede observar entonces que el modelo se
alinea apropiadamente para la estimación de la fracción de vacíos remanente
en el sistema.
Los experimentos fueron realizados a 300°C, a sabiendas de que a
esta temperatura, el fluido no se comporta de manera Newtoniana, pero se
estaba buscando alargar un poco el tiempo necesario para la consolidación
de manera de poder realizar las mediciones experimentales y evitar un poco
el solapamiento de los procesos de calentamiento y enfriamiento.
Una buena correlación entre los resultados predichos por el modelo y
las mediciones experimentales fueron obtenidas (tomando en cuenta el
hecho de la falta de newtoneanidad del fluido a la temperatura de
experimentación). El incremento de la presión de operación tiene una mayor
influencia a presiones de de procesamiento por debajo de 4MPa que por
Leopoldo Pérez Barnola
154
Universidad Metropolitana Aircabin GmbH Escuela de Ingeniería Mecánica EADS—Airbus Group Company
encima de él como se puede notar en la gráfica, esto ratifica la optimización
hecha a través del método de disminución de las pérdidas de calidad donde
se seleccionó como presión óptima de operación 4MPa.
El hecho de que la cinética de impregnación es más afectada por la
presión interna de los espacios vacíos para presiones menores, trae como
resultado una mayor correspondencia para los valores del modelo para las
altas presiones que para las bajas presiones.
Durante la primera parte de la consolidación el modelo tiende a sobre
estimar la rata de consolidación, como resultado de la reducción del tiempo
de impregnación correspondiente debido a la superposición de los tiempos
de calentamiento y enfriamiento para los cortos ciclos de operación, de todas
maneras se puede notar como el modelo predice de una manera adecuada
la rata de impregnación con respecto a los cambios de presión.
En conclusión las predicciones del modelo de consolidación muestran
una buena concordancia con la data experimental.
A continuación se presenta la gráfica suministrada por el fabricante de
la resina para la consolidación de la misma con fibra de vidrio, el modelo que
utiliza el fabricante no toma en cuenta la configuración de las fibras dentro
del sistema. Los parámetros que fueron entregados a la empresa suplidora
para la corrida de su modelo son los siguientes:
Altura de la población 570µ, obtenida de la ponderación de las alturas
de la fracción 1 y la fracción 2, como se ve a continuación:
( ) ( ) µµ 5704
69053034
3 21 =+⋅
=+⋅
=hhHmed Ecuación 11-23
Fracción volumétrica total de fibra Vftot
Leopoldo Pérez Barnola
155
Universidad Metropolitana Aircabin GmbH Escuela de Ingeniería Mecánica EADS—Airbus Group Company
( ) ( ) 56,04
89,045,034
3 21 =+⋅
=+⋅
= ffftot
VVV Ecuación 11-24
Permeabilidad para el sistema Ksist = 2,52*10-13 m2
Calculada con la fórmula que se usó anteriormente, con una fracción
volumétrica de fibra de 56%
Modelo de consolidación de la companía suplidora
0
0,02
0,04
0,06
0,08
0,1
0,12
0 100 200 300 400 500 600 700 800 900 1000Tiempo en segundos
Frac
ción
de
espa
cios
vac
ios
Modelo sin GasModelo con GasExperimentales
Figura 11-11 Comparación de los resultados de la compañía suplidora con los resultados experimentales.
Los resultados obtenidos por el suplidor sugieren para el caso de que
no se tome en cuenta la presión del gas en los espacios vacíos una
consolidación completa del sistema y tomando en cuenta el gas de los
espacios vacíos una fracción de espacios vacíos máxima de 0,4%, muy
alejado de los valores experimentales medidos para el sistema.
En este sentido se puede concluir que una precisa descripción de la
configuración de las fibras dentro del sistema es necesaria para estudiar de
buena manera la cinética del proceso de consolidación paras arreglos no
uniformes como los de los tejidos Knitted, ver Figura 11-2.
Leopoldo Pérez Barnola
156
Universidad Metropolitana Aircabin GmbH Escuela de Ingeniería Mecánica EADS—Airbus Group Company
El fenómeno de micro-impregnación domina sobre el fenómeno de
meso-impregnación el cual ocurre muy rápido.
El modelo desarrollado predice para nuestro consolidado de prueba
que un laminado de alta calidad puede ser alcanzado con una presión de
operación de 4MPa, una temperatura de operación de 338°C y un tiempo de
procesamiento de 2,5 minutos, donde la fracción volumétrica de espacios
vacíos casi llega a su mínimo, debido a la cinética de la consolidación,
aunque la consolidación va a continuar pero a velocidades sumamente bajas
hasta los 7 minutos donde las contrapresiones generadas por los gases
atrapados en los espacios vacíos equilibra la presión aplicada, deteniendo
entonces el proceso de consolidación.
11.3 CONCLUSIONES
Una revisión de las técnicas de impregnación para la manufactura de
un laminado de PEI reforzado con fibra de vidrio para textiles tipo Knitted y
Woven fue presentado.
Se desarrolló un sistema para el modelado de la cinética de la
consolidación usando el método de apilamiento de láminas.
Se obtuvieron y comprobaron los valores óptimos para los parámetros
de operación del proceso de consolidación arrojando como resultado los
siguientes valores:
Temperatura = 338°C,
Presión = 4MPa
Tiempo = 2,5min
Leopoldo Pérez Barnola
157
Universidad Metropolitana Aircabin GmbH Escuela de Ingeniería Mecánica EADS—Airbus Group Company
También se demostró que el modelo predice de manera adecuada la
influencia de los parámetros de operación en el contenido final de espacios
vacíos para el laminado. No así los modelos clásicos que no toman en
cuenta los parámetros geométricos del arreglo fibroso.
La determinación de los valores de presión capilar, presión viscosa, y
presión de resorte almacenada en el lecho fibroso, fue realizada y
demostraron que el factor principal que se opone a la presión ejercida sobre
el sistema es la presión viscosa.
Se demostró también que para lograr un modelado adecuado del
fenómeno de consolidación para arreglos fibrosos poco uniformes es
necesaria la utilización de un modelo que tome en cuenta el ordenamiento de
las fibras como el desarrollado en el presente capítulo.
Dos tipos de arreglos de fibras pueden ser claramente identificados
para los textiles Knitted, donde cada uno de estos arreglos posee su propia
fracción volumétrica a de fibra. El arreglo de baja fracción volumétrica se
presenta en forma de líneas casi rectas, estas partes representan en el tejido
las partes entre los bucles. El arreglo de alta fracción volumétrica de fibras se
presenta en la región donde se unen los bucles para conformar el tejido.
Leopoldo Pérez Barnola
158
Universidad Metropolitana Aircabin GmbH Escuela de Ingeniería Mecánica EADS—Airbus Group Company
12. SIMULACIÓN DEL PRECALENTAMIENTO PARA LA ETAPA DE FORMACIÓN
El proceso de termoformado puede ser dividido en tres partes o pasos
principales:
Etapa de calentamiento de los preformados.
Etapa de conformado, usando los preformados suavizados por
el efecto de la temperatura.
Etapa de enfriamiento de la parte ya constituida.
Durante el paso del conformado, las dimensiones y forma del
preformado cambian mientras que la temperatura casi permanece invariable.
En cambio durante los pasos de enfriamiento y calentamiento, las
dimensiones y forma del preformado cambian muy poco, mientras la
temperatura cambia constantemente. Por este motivo, las etapas de
calentamiento o enfriamiento pueden ser estudiadas por separado de la
etapa de conformado.
En este capítulo nos vamos a enfocar en las etapas de calentamiento
de preformados para la constitución de sándwiches termoplásticos, ya que
estas estructuras son más delicadas y sensibles para la etapa de
calentamiento que las partes hechas o constituidas por laminados
exclusivamente.
12.1 INTRODUCCIÓN
Varios estudios han sido publicados que abordan el tema de la
predicción de la temperatura de materiales compuestos laminados durante el
Leopoldo Pérez Barnola
159
Universidad Metropolitana Aircabin GmbH Escuela de Ingeniería Mecánica EADS—Airbus Group Company
precalentamiento [1-4], pero muy poca información fue encontrada sobre el
calentamiento de estructuras tipo sándwich.
La sensibilidad de las estructuras tipo sándwich se explica y se
diferencia, de la conformación de partes que no poseen el núcleo
termoplástico en que la estructura del núcleo o alma termoplástica es
especialmente sensible a la temperatura de conformación, teniendo una
ventana de procesamiento limitada a una temperatura inferior que la del
laminado. Ver la Figura 12-1, donde se presenta una gráfica con los valores
de procesamiento para el laminado y para el núcleo.
Diagrama esquemático de las ventanas de procesamiento térmico para una estructura tipo sándwich
150
170
190
210
230
250
270
290
310
330
350
370
Tem
pera
tura
o C
Ventana de procesabilidad del laminadoVentana de procesabilidad del nucleo
Temperatura de Transición de Vidrio para la Polieterimida
Figura 12-1 Diagrama esquemático de las ventanas de procesamiento térmicas para los componentes
de una estructura tipo sándwich, con laminados reforzados en las caras y alma de material termoplástico espumado.
En la siguiente figura se muestra un preformado tipo sándwich
constituido por dos capas de laminado adheridas a un núcleo termoplástico.
Leopoldo Pérez Barnola
160
Universidad Metropolitana Aircabin GmbH Escuela de Ingeniería Mecánica EADS—Airbus Group Company
Figura 12-2 Estructura de un Preformado tipo sándwich termoplástico, constituido por el núcleo y los
dos laminados.
Estas estructuras tipo sándwich presentan buenas propiedades
aislantes, lo que complica el control del proceso de calentamiento. Aún más
al estar los sándwiches hechos con el mismo material termoplástico en el
laminado que en el núcleo, hace que el sistema de calentamiento sea aún
más crítico, en la siguiente tabla se listan los resultados de los parámetros de
operación limitantes del proceso de termoformado.
Componente del Sándwich
Resultados Principales Técnica de Caracterización
Mínima temperatura= 165°C Prueba de Tracción
Máxima temperatura= 185°C Prueba de Compresión Núcleo espumado
Máxima Presión= 110kPa Prueba de Compresión
Mínima temperatura= 280°C Prueba de desconsolidación
Temperatura de relajamiento= 255°C Prueba de desconsolidación
Presión antirelajamiento= 86kPa Pruebas de desconsolidación Laminado
Knitted
Formabilidad, Fracción de estiramiento= 1,5 Prueba de tracción
Mínima temperatura= 280°C Prueba de desconsolidación
Temperatura de relajamiento= 259°C Prueba de desconsolidación
Presión antirelajamiento= 27kPa Pruebas de desconsolidación Laminado
Woven
Formabilidad, Fracción de estiramiento= 1,05 Prueba de tracción Tabla 7 de los parámetros limitativos del proceso de termoformado de las estructuras tipo
sándwich
De la Tabla 7, se puede observar que dos requerimientos opuestos
deben ser satisfechos para poder alcanzar una conformación de alta calidad
del sándwich termoplástico, el primer requerimiento es que la temperatura del
Leopoldo Pérez Barnola
161
Universidad Metropolitana Aircabin GmbH Escuela de Ingeniería Mecánica EADS—Airbus Group Company
laminado debe estar por encima del punto de transición de vidrio de la matriz
termoplástica es decir 217°C al momento del conformado, y el segundo
requerimiento es que la temperatura del núcleo no debe llegar a la
temperatura de transición de vidrio para evitar el colapsamiento de las
unidades del núcleo termoplástico.
Esto conduce a que el proceso de calentamiento deberá ser un
proceso sumamente rápido para evitar la transferencia de calor excesiva por
conducción del laminado al núcleo termoplástico.
Para determinar las condiciones óptimas de precalentamiento y evitar
realizar innumerables pruebas experimentales de ensayo y error para
determinar dichas condiciones, donde las medidas In-situ de las
temperaturas de las caras y del núcleo, se prefirió el uso de los modelos
matemáticos disponibles en la compañía para la simulación del sistema y
calcular los perfiles de temperatura de los sándwiches termoplásticos.
Pero para medir las propiedades termofísicas de las caras y del núcleo
así como las condiciones de borde resultantes del tipo de contacto de
calentamiento o del enfriamiento con el aire durante el trasporte de la zona
de calentamiento que son requeridos como parámetros de entrada del
programa de modelado un número pequeño de pruebas fueron realizadas
12.2 TRANSFERENCIA DE CALOR
La transferencia de calor puede ocurrir a través de tres fenómenos
distintos, conducción, convección o radiación que pueden o no ser
concurrentes [9,10]. A continuación se presenta una pequeña explicación de
los tres fenómenos enfocada a nuestro desarrollo.
Leopoldo Pérez Barnola
162
Universidad Metropolitana Aircabin GmbH Escuela de Ingeniería Mecánica EADS—Airbus Group Company
12.2.1 POSIBILIDADES DE CALENTAMIENTO
12.2.1.1 Conducción
La conducción es alcanzada, a través de fases sólidas en contacto y
es comúnmente realizada en la industria a través del uso de placas calientes.
En este método el flujo de calor q, a través de los dos sólidos en
contacto A y B es proporcional a la diferencia de temperatura entre las dos
superficies:
( BA TThq −⋅= ) Ecuación 12-1
Donde h representa el coeficiente de transferencia de calor, el cual
depende principalmente de la presión ejercida entre los dos materiales y de
los materiales en si. El uso con materiales termoplásticos puede traer
algunos problemas prácticos ya que los mismos se pueden poner pegajosos
a las temperaturas de conformado lo que podría causar el adherimiento a la
las placas calientes.
Experimentos de calentamiento usando placas calientes fueron
desarrollados con sándwiches termoplásticos, se midieron entonces las
temperaturas del laminado y del núcleo. El espesor de los sándwiches
utilizados en estos experimentos fue de 1cm. Las termocuplas utilizadas
fueron de tipo K con ganancia, de 250µ de diámetro, siguiendo las
recomendaciones del departamento de control de la compañía para la
necesidad planteada.
El perfil de temperatura es graficado en la Figura 12-3, en dicho
gráfico se puede observar que este modo de transferencia provee un modo
eficiente de calentamiento de las caras, y un alto gradiente de temperatura a
través del ancho del sándwich logrado gracias a la alta rata de transferencia
de calor entre las caras y la placa caliente. El más importante resultado al
Leopoldo Pérez Barnola
163
Universidad Metropolitana Aircabin GmbH Escuela de Ingeniería Mecánica EADS—Airbus Group Company
utilizar este método de calentamiento es que cuando se alcanza la
temperatura de procesabilidad de las caras, el material del núcleo alcanza
también el límite inferior de procesabilidad, por lo que ambas partes se
encuentran dentro de su ventana operacional al mismo tiempo.
Figura 12-3 Diagrama de las temperaturas registradas al calentar la estructura usando placas
calientes.
Resultando entonces que el calentamiento del laminado usando el
fenómeno de conducción ofrece una manera satisfactoria de lograr los
requerimientos de temperatura impuestos para la conformación.
12.2.1.2 Convección
La convección es un modo de transferencia de calor que se lleva a
cabo entre la fase gaseosa y el material. Este modo de transferencia requiere
largos períodos de calentamiento, debido al bajo coeficiente convectivo del
aire dentro de un horno [3,4]. En este caso la transferencia de calor por
Leopoldo Pérez Barnola
164
Universidad Metropolitana Aircabin GmbH Escuela de Ingeniería Mecánica EADS—Airbus Group Company
convección q, es proporcional a la diferenció a de temperatura entre el
material Ts y la fase gaseosa Tgas,
( )gasS TThq −−= Ecuación 12-2
Donde h representa el coeficiente convectivo de transferencia de calor
promedio. La principal característica de este método es que brinda una
distribución de temperatura muy uniforme dentro del material, esto
representa una ventaja para los sistemas de materiales compuestos
estándar, pero que para nuestro caso de estructuras tipo sándwich
representa una seria desventaja ya que se requiere un alto gradiente entre la
temperatura de las caras y la del núcleo.
12.2.1.3 Radiación
La radiación se presenta a través de un intercambio de energía
electromagnética, entre la fuente caliente y el material, Calentadores
Infrarrojos IR, son normalmente usados y pueden ser un método muy
efectivo de calentamiento. Es también un método flexible modular la
distribución de temperaturas sobre un panel, sin embargo la eficiencia de la
transferencia energética depende de la habilidad relativa de la fuente y del
material de transferir la energía eficientemente. La absortividad y la
emisividad son los términos que describen esta eficiencia. El flujo radiante
neto por unidad de área q, está determinado por:
( )44AA TTFq −= ∞ Ecuación 12-3
Donde FA incluye la emisividad del material y los factores de vista, T∞
es la temperatura de la fuente y TA es la temperatura del material. La longitud
de onda a la cual el calentador emite el máximo de radiación es la longitud
de onda característica y esta depende de la temperatura a la que trabajan el
emisor. Para lograr un calentamiento eficiente el espectro emisivo debe
coincidir o parecerse al espectro absortito de la sustancia que se quiere se
Leopoldo Pérez Barnola
165
Universidad Metropolitana Aircabin GmbH Escuela de Ingeniería Mecánica EADS—Airbus Group Company
desea calentar. Los calentadores IR pueden funcionar a diferentes longitudes
de onda:
Cortas que trabajan a una longitud de onda de 1,2µ, cuyos
calentadores se fabrican comúnmente en cuarzo, y trabajan a una
temperatura de 2200°C.
Medianas que trabajan a una longitud de onda de 2,4 a 3,0µ, y cuyos
calentadores se fabrican comúnmente en cerámica, y trabajan a una
temperatura de 980°C.
Largas que trabajan con longitudes de onda de mayores de 3,0µ, y
cuyos calentadores están hechos comúnmente con material
cerámico, y trabajan a una temperatura que está entre los 600 y
700°C.
Experimentos de calentamiento se llevaron a cabo para longitudes de
onda mediana y corta, no se desarrollaron experimentos para longitudes de
onda larga ya que estas ofrecen calentamientos lentos que no son
recomendados para nuestra aplicación.
Para los experimentos realizados se utilizaron emisores de Carbón ya
que estos ofrecen una respuesta de calentamiento más rápida, requerida
para los altos flujos calóricos buscados.
Leopoldo Pérez Barnola
166
Universidad Metropolitana Aircabin GmbH Escuela de Ingeniería Mecánica EADS—Airbus Group Company
Figura 12-4 Fotografía de la maya de calentadores IR en el equipo Twin-Sheet
La temperatura fue registrada durante el calentamiento en las caras
del laminado y en el núcleo. Para ambas longitudes de onda el calentamiento
fue bajo e ineficiente, como una consecuencia de la baja transferencia
calórica.
En este sentido la temperatura del núcleo había sobrepasado las
condiciones de la ventana de procesamiento cuando las caras alcanzaban
las temperaturas de conformación.
En orden de entender el motivo de esta lenta transferencia calórica,
obtenida con los emisores IR, se midieron las absortividades para distintas
longitudes de onda, de los materiales compuestos, usando un equipo de
espectroscopía infrarroja, el cual mide la intensidad con la que son
absorbidas las radiaciones electromagnéticas para distintas longitudes de
onda. Los resultados de estas pruebas se presentan en la siguiente figura.
Leopoldo Pérez Barnola
167
Universidad Metropolitana Aircabin GmbH Escuela de Ingeniería Mecánica EADS—Airbus Group Company
Figura 12-5 Espectro de absorción del PEI y sus diferentes materiales compuestos
Del análisis de las gráficas podemos extraer que para longitudes de
onda menores a los 5,5µ los materiales investigados presentan bajas
eficiencias debido a las bajas absortividades presentadas por el material en
ese rango. Por lo que para obtener mejores eficiencias para el calentamiento,
se deberían usar longitudes de ondas mayores a los 5,5µ que caen dentro
del rango de calentadores de longitud de onda larga, pero este tipo de
calentadores requiere de largos períodos de calentamiento que están entre
los 5 y los 10 minutos, por lo que su uso no es un método apropiado para el
calentamiento de materiales basados en la Polieterimida.
12.3 CONCLUSIONES
En conclusión, el calentamiento por contacto con placas calientes
permite la creación de un fuerte gradiente térmico entre las partes del
sándwich, incluso en las cercanías de la interfase. La convección no fue
estudiada debido a su baja eficiencia que se traduciría en la obtención de
una poca deseable uniformidad de la temperatura a lo largo de todo el
material. El Calentamiento por radiación usando emisores IR fue también
estudiado, pero resultó ineficiente debido a que las longitudes en las que la
Leopoldo Pérez Barnola
168
Universidad Metropolitana Aircabin GmbH Escuela de Ingeniería Mecánica EADS—Airbus Group Company
Polieterimida tiene buenas propiedades absortivas no coinciden con las de
los emisores de corta y mediana longitud de onda, y debido a que los
emisores de larga longitud de onda requieren de tiempos de calentamiento
superiores a los 5 minutos, esté tipo de calentamiento resultó también
ineficiente, por lo que la solución es la transferencia de calor por conducción
y es la que se recomienda para el desarrollo de estructuras tipo sándwich.
Leopoldo Pérez Barnola
169
Universidad Metropolitana Aircabin GmbH Escuela de Ingeniería Mecánica EADS—Airbus Group Company
13. SISTEMA AUTOMATIZADO DE ESTIMACIÓN DE COSTOS PARA DESARROLLOS CON MATERIALES COMPUESTOS
Las estrategias de sustitución de partes de metal por partes fabricadas
con materiales compuesto reforzado; o la sustitución de piezas ya hechas
con material compuesto por otras bajo un diseño o un método de fabricación
distinto, están basadas principalmente en el análisis del balance costo-
desempeño de la pieza.
Por ejemplo para la industria aeroespacial en la cual se desarrolla este
trabajo, la documentación encontrada hace referencia a que durante los 80’s
y principios de los 90’s, la relación de los costos de manufactura para la
fabricación de piezas en Material compuesto reforzado versus la fabricación
en aluminio estaba cerca de un 100% [1,2], lo que significaba que sólo en
aquellas piezas claves donde realmente se necesitara la utilización de
materiales compuestos por algún motivo especial (complejidad de
manufactura de la pieza en aluminio, reducción requerida en el peso de la
pieza etc.) serían fabricadas en material compuesto debido a sus altos
costos de manufactura.
En la actualidad este valor ha sido reducido a cerca de 60% debido a
desarrollos de nuevos y más económicos métodos de producción, la
incorporación de la automatización en algunos de los procesos productivos y
la creación de nuevas estrategias que permiten la integración de partes para
reducir los costos de ensamblaje de las partes terminadas, ha traído como
resultado la incorporación cada vez más significativa de estos materiales
dentro de la industria aeroespacial.
La evaluación de estas estrategias de reducción de costos es una
tarea sumamente difícil, debido a la falta de modelos realistas que incluyan
Leopoldo Pérez Barnola
170
Universidad Metropolitana Aircabin GmbH Escuela de Ingeniería Mecánica EADS—Airbus Group Company
los últimos avances en los desarrollos de tecnologías de procesos y/o que se
adapten a diferentes formas y tamaños de los componentes a ser fabricados.
Por este motivo, en este trabajo se crea un modelo de estimación de
costos, que es fácilmente actualizable para poder incluir en un futuro sin
complicaciones, los nuevos desarrollos tecnológicos.
Esto es algo de vital importancia en la creación de un modelo de
estimación de costos para una industria en crecimiento y en constante
desarrollo como lo es la de los materiales compuestos en donde nuevos y
más eficientes procesos son desarrollados cada año.
Para la realización de este modelo se contó con el apoyo del
departamento de informática de la compañía, el cual suministró las
herramientas informáticas así como su tutoría para el desarrollo del mismo.
Este modelo de estimación de costos, combinado con simulaciones de
la estrategia de producción (estudios de investigación de operaciones) y
evaluaciones estructurales de los diseños de las piezas, formarán un
panorama claro y realista que facilitará la toma de decisiones en cuanto a la
migración a nuevos procesos, estrategias o tecnologías; que guíen hacia una
reducción de los costos de fabricación de los nuevos componentes.
Este modelo de estimación de costos, fue desarrollado de tal manera
que los usuarios al introducir los parámetros geométricos de entrada y las
decisiones tomadas en cuanto a la manufactura y estrategias de producción,
los valores sean manejados de forma automática por el modelo, y se obtenga
entonces como solución del mismo, el tiempo de producción final asociado a
la manufactura de la pieza en cuestión, bajo el método y las condiciones
seleccionadas. Sabiendo que este tiempo de producción final está
relacionado directamente con el costo de producción de la pieza.
Leopoldo Pérez Barnola
171
Universidad Metropolitana Aircabin GmbH Escuela de Ingeniería Mecánica EADS—Airbus Group Company
La manera más sencilla de lograr esta automatización en los cálculos,
sería usando datos ya existentes de los costos de fabricación, y haciendo un
análisis regresivo, podríamos generar una ecuación donde se pudiera
caracterizar la dependencia de los costos para los distintos parámetros de
diseño. Pero para poder usar este método se requiere que los procesos de
manufactura sean estándares, lo que para nuestro caso está sumamente
alejado de la realidad, donde los procesos cambian constantemente.
Este cambio frecuente de los procesos de manufactura como se
mencionó anteriormente también nos crea otra necesidad en el modelo y es
que el mismo pueda ser fácilmente actualizable para incluir los nuevos
métodos y tecnologías desarrollados.
13.1 CARACTERÍSTICAS GENERALES DEL MODELO PLANTEADO
Para poder lograr entonces todo lo que se busca con el modelo. El
mismo debe poseer las siguientes características generales:
• Debe ser de fácil interpretación (con ayudas que expliquen en
todo momento el funcionamiento del modelo).
• Debe ser completamente transparente para el usuario, es decir
el mismo no debe incluir datos o parámetros fijos incluidos
dentro de la programación, prefijados para los procesos o
materiales.
• El modelo debe ofrecer al usuario las opciones para que él
mismo pueda seleccionar los valores correctos en cuanto a
parámetros de operación, diseño y costos.
Leopoldo Pérez Barnola
172
Universidad Metropolitana Aircabin GmbH Escuela de Ingeniería Mecánica EADS—Airbus Group Company
• Los valores a escoger deberán estar asociados a un significado
físico que tenga sentido para el usuario y no presentarse como
factores arbitrarios.
Para lograr obtener las características anteriores, el modelo se
desarrolla entonces usando un método para la estimación de los costos por
jerarquización y ordenamiento de las decisiones de diseño.
Este método requiere la creación de unas ecuaciones de escalamiento
para la complejidad de la forma y para el tamaño de la pieza, para lograr la
precisión deseada ±10% del costo verdadero.
13.2 DIFERENCIAS ENTRE EL MODELO PROPUESTO Y LOS MODELOS CONVENCIONALES DE ESTIMACIÓN DE COSTOS
Otro punto importante a notar es, ¿que significa el realizar el modelo
siguiendo la estructura propuesta?, y ¿como se diferencia de los modelos
comunes?
Los modelos convencionales de estimación de costos, utilizan los
valores que tienen en una base de datos, para obtener sus resultados, los
diseñadores del modelo, cargan en estas bases de datos valores en
ordenamientos multidimensionales, los cuales el programa va seleccionando
según requiera y utiliza estos parámetros en sus cálculos.
Este método es muy preciso y eficiente si los valores o resultados que
se quieren obtener están dentro de las matrices cargadas en el sistema o
puedan ser obtenidos por interpolación entre los mismos, en caso contrario
los resultados obtenidos pueden ser erróneos si se usan extrapolaciones en
Leopoldo Pérez Barnola
173
Universidad Metropolitana Aircabin GmbH Escuela de Ingeniería Mecánica EADS—Airbus Group Company
el modelo o pueden dar un mensaje de error porque los datos están fuera del
rango de operación del modelo (situación más común).
El problema está entonces, en que se requiere tener el conocimiento
de los valores para llenar las bases de datos del sistema de manera que
existan valores que puedan servir como data útil para los cálculos para cada
tipo de caso que se desee calcular, es decir se requiere llenar una cantidad
de información enorme para completar una base de datos que funcione para
las distintas formas, tamaños, procesos, métodos, valores etc. Por este
motivo éste tipo de modelo sería inadecuado para nuestras necesidades.
En una forma esquemática podemos representar los dos modelos de
estimación de costos de la siguiente manera.
Las flechas rojas, siguen el proceso convencional de estimación de
costos, donde piezas similares a la que se desea evaluar fueron previamente
construidas, para llenar las tablas con los datos de los costos del proceso
etc. Esto representaría que para cada nuevo proceso o cambio en el mismo,
se deberían llenar las tablas de nuevo. Para que de esta manera el modelo
no pierda su validez.
Las flechas azules representan la aproximación en la cual está
basado el modelo de estimación de costos desarrollado del presente trabajo.
Leopoldo Pérez Barnola
174
Universidad Metropolitana Aircabin GmbH Escuela de Ingeniería Mecánica EADS—Airbus Group Company
Esta aproximación permite estimar los costos sin la necesidad de
manufacturar las piezas, esto se hace mediante el uso de fórmulas que
asocian los parámetros de diseño y de producción a un efecto en el tiempo
de producción.
Una explicación detallada del método a través del cual se
consiguieron y desarrollaron las relaciones que se utilizan en el modelo de
costos se presenta a continuación.
13.3 DESARROLLO DEL MODELO
Como se mencionó anteriormente el modelo debe desarrollar
entonces un método para la estimación de los costos por jerarquización y
ordenamiento de las decisiones de diseño.
Este método requiere de la creación de unas ecuaciones de
escalamiento para la complejidad de la forma y para el tamaño de la pieza.
Las cuales explicamos a continuación.
13.3.1 ESCALAMIENTO PARA EL TAMAÑO DE LA PARTE
Cuando los datos de costos no están disponibles para el efecto de una
variable cualquiera, los analistas recurren a un procedimiento común que es
el de graficar en papel Log-Log un parámetro de costo frente a un parámetro
de diseño. Esto da como resultado una ecuación exponencial (Power-Law),
la siguiente ecuación describe la relación costo–diseño paras los parámetros
seleccionados.
βα Dt ⋅= Ecuación 13-1
Donde t representa un parámetro de costo, que podría ser por ejemplo
el tiempo.
Leopoldo Pérez Barnola
175
Universidad Metropolitana Aircabin GmbH Escuela de Ingeniería Mecánica EADS—Airbus Group Company
D representa un parámetro de diseño, que podría ser por ejemplo el
tamaño de la pieza en cuanto a su longitud, área, volumen o peso.
Cualquiera de estos parámetros podría servir para desarrollar la relación
entre el tamaño y el costo final.
α y β son constantes determinadas por la forma de la curva
representada.
Sin embargo este tipo de ecuaciones exponenciales no tienen una
interpretación física sencilla. Aun más, es fácil de demostrar que como una
ecuación de escalamiento de tamaño esta representación es
fundamentalmente inapropiada.
Se buscó entonces una ecuación alternativa que satisface
razonablemente propiedades como el estado estacionario en la formación de
partes de gran tamaño. Además de que tiene una interpretación física más
sencilla, y esta ecuación viene de asumir que el proceso de manufactura
cumple con una dinámica de primer orden.
En este caso la ecuación queda como se ve a continuación.
)1(0dtevv τ−−⋅= Ecuación 13-2
Donde v representa el flujo tRv
∂∂
= que se aproxima a estado
estacionario después de introducir varias constantes de tiempo.
v0 representa la velocidad del estado estacionario.
τd representa constante dinámica de tiempo del sistema.
Leopoldo Pérez Barnola
176
Universidad Metropolitana Aircabin GmbH Escuela de Ingeniería Mecánica EADS—Airbus Group Company
La integración de esta ecuación traerá como resultado una relación
entre el parámetro de tamaño R y el tiempo t. Pero esta ecuación no tiene
una solución sencilla, pero una aproximación valida se da a continuación:
( )( )[ ] 212
0 11 −+⋅⋅≅ dd vRt ττ Ecuación 13-3
Al comparar los resultados de esta ecuación con los resultados de la
data real actual, se encuentra que los mismos se ajustan muy bien con los
resultados reales, pero solo para piezas de formas específicas como por
ejemplo piezas planas o algunos tipos de formas estándar referenciales.
Para el resto de las formas la ecuación muestra desviaciones significativas.
Esto es debido a que esta fórmula no toma en cuenta los cambios en
las formas de las partes ni la complejidad de las mismas. Siendo esto un
aspecto de vital importancia para el desarrollo de los materiales compuestos.
Por lo que se requiere entonces encontrar una relación ahora que
pueda asociarse con la complejidad de la geometría de la pieza
13.4 ESCALAMIENTO PARA LA COMPLEJIDAD DE LA FORMA DE LA PIEZA
Es bien sabido que la complejidad de la pieza aumenta su costo. Pero
para poder desarrollar esto debemos crear una separación entre el número
de complejidades y el grado de la complejidad. El número de complejidades
de una parte es tratado en nuestro modelo de una forma acumulativa. Pero el
grado de la complejidad es tratado de una forma más cuidadosa, tomando en
cuenta el tipo de complejidad para asignarle unos parámetros finalmente.
En el contexto de nuestro modelo de primer orden debemos esperar
entonces que el tratamiento de las formas complejas implique entonces que
nuestras constantes varíen, es decir que la constante del tiempo y la
Leopoldo Pérez Barnola
177
Universidad Metropolitana Aircabin GmbH Escuela de Ingeniería Mecánica EADS—Airbus Group Company
constante de velocidad de estado estacionario varíen, y esto se desarrolló
usando las siguientes ecuaciones:
Ib ⋅+= 0ττ Ecuación 13-4
Icvv
⋅+=0
11 Ecuación 13-5
La forma que se le da a las ecuaciones es para denotar que para los
procesos complejos las constantes de tiempo serán más largas y las
velocidades de estado estacionario serán más pequeñas. Pero para los
materiales compuestos sin embargo, la confección de partes con geometrías
complejas usualmente significa complicaciones en la aplicación de las capas
de fibras para lograr la configuración deseada, e involucra además de otros
procesos para lograr el producto final como lo es por ejemplo el cortado. Que
deben ser tomados en cuenta para la generación del modelo de trabajo.
Para los materiales compuestos reforzados una de las actividades que
más tiempo consume es la generación de la arquitectura o configuración de
las fibras dentro del sistema.
Para medir la complejidad de la forma de la pieza que se desea
manufacturar, se utilizó el programa FiberSim® de Composite Design
Technollogy™, la siguiente Figura 13-1, representa un arreglo ideal de maya
propuesto por el mismo donde se representan por medio del uso de
diferentes colores el grado de deformación que sufren las fibras en un punto
dado.
Leopoldo Pérez Barnola
178
Universidad Metropolitana Aircabin GmbH Escuela de Ingeniería Mecánica EADS—Airbus Group Company
Figura 13-1 Mapa de fibras hecho con FiberSim®
Este programa permite importar la forma de las piezas hechas en
computadora bajo distintos formatos como los proporcionados por AutoCAD®
de la firma AutoDesk™ con su formato “.cad”, y luego el programa genera
automáticamente el dibujo de maya óptimo para la pieza seleccionada.
Se pide entonces al programa a calcular el cambio de ángulo a lo
largo de cada una de las fibras. El cual es una de las opciones que ofrece el
mismo.
Y ahora usando las siguientes ecuaciones
∫ ∂= sKnnθ Ecuación 13-6
∫ ∂= sK ggθ Ecuación 13-7
Podemos relacionar el ángulo medido por el programa con el esfuerzo
requerido para dar la forma a un grupo de fibras alineadas en la forma
requerida.
Entonces las medidas del cambio del ángulo de las fibras pueden ser
rigurosamente relacionadas con la forma de la parte y de la orientación de
las fibras.
Leopoldo Pérez Barnola
179
Universidad Metropolitana Aircabin GmbH Escuela de Ingeniería Mecánica EADS—Airbus Group Company
Para hacer esto el departamento de sistemas, compiló un programa
que recoge los datos de salida del programa FiberSim®, el cual posee una
licencia en el servidor de la compañía y lo introduce en el programa
MathLAB®. Realizando este los cálculos necesitados, y devolviendo en una
interfase amigable los resultados de la corrida. Esta excelente solución
economiza también en el uso de licencias de los programas utilizados ya que
solo necesita tener una licencia de cada programa para correr el mismo en el
servidor y no una licencia para cada usuario.
Los resultados de seguir este procedimiento fueron comparados con
los generados por un modelo comercial que dispone la compañía ACCEM®,
dicho modelo se aproxima bastante bien la realidad para las configuraciones
para las cuales fue diseñado, pero no es actualizable y dispone de un grupo
de formas geométricas limitadas.
Figura 13-2 Correlación del tiempo total de fabricación de la parte
13.5 MODELO DE COSTOS TOTAL Y DISEÑO POR PROCESO DE MANUFACTURA
Los tipos de escalamiento que se acaban de ser explicados; deben de
ser integrados en un sistema completo el cual lleve a cabo la integración de
las actividades, la arquitectura de bloques de este sistema se muestra a
continuación.
Leopoldo Pérez Barnola
180
Universidad Metropolitana Aircabin GmbH Escuela de Ingeniería Mecánica EADS—Airbus Group Company
Figura 13-3 Diagrama de bloques del programa para la estimación de costos
13.6 CONCLUSIONES
En conclusión podemos indicar que el modelo fue desarrollado y
funciona bastante bien, para diferentes tipos de estructuras geométricas y
procesos, algunas modificaciones y actualizaciones se siguen realizando
gracias a la ayuda de los usuarios. Ya que los mismos pueden enviar sus
sugerencias y errores encontrados directamente a los guardianes y
desarrolladores del programa.
Leopoldo Pérez Barnola
181
Universidad Metropolitana Aircabin GmbH Escuela de Ingeniería Mecánica EADS—Airbus Group Company
14. CONCLUSIONES FINALES
El proceso de laminado manual es ampliamente utilizado en la
manufactura de estructuras y partes hechas con materiales compuestos
termoendurecibles. Pero una automatización del proceso es difícil y todavía
no se ha implementado con este tipo de materiales, lo que trae como
resultados altos costos de manufactura.
El principal objetivo del presente trabajo de grado fue el desarrollo de
un método o proceso novedoso para la manufactura de partes para interiores
de aviones usando materiales termoplásticos reforzado con tejido fibroso,
con el cual se pudiesen generar las partes por un método de conformado
directo, eliminado de esta maneras muchos pasos intermedios y
promoviendo la automatización del proceso, lo que reduciría la duración de
los ciclos de producción, disminuyendo en definitiva los costos de
fabricación.
En el trabajo se le dio gran importancia a la libertad de diseño, por lo
que en el mismo se presenta una metodología que puede ser aplicada para
futuros diseños o futuros materiales, y no solo a los casos estudiados como
ejemplos en el presente informe.
Para el proceso de termoformado estudiado uno de los principales
aprendizajes generados es que la complejidad y calidad de la parte
dependen en gran medida de la formabilidad que posean el tejido fibroso con
el que se refuerza la parte, una metodología experimental fue desarrollada
para seleccionar el mejor tipo de refuerzo textil que puede integrar una cierta
pieza según su geometría, encontrándose que los tejidos tipo Knitted
proporcionan una mejor formabilidad lo que los tejidos Woven, lo que los
hace ideales para componentes con geometrías complicadas, pero que a la
vez este tipo de refuerzo, brinda una menor rigidez al componente final, por
Leopoldo Pérez Barnola
182
Universidad Metropolitana Aircabin GmbH Escuela de Ingeniería Mecánica EADS—Airbus Group Company
lo que el uso debe ser balanceado entre una mejor formabilidad y un mayor
desempeño mecánico.
La fracción volumétrica del tejido dentro de material compuesto,
también se relaciona en gran medida con la facilidad de conformación,
demostrándose que tejidos con arquitecturas más abiertas, con una menor
fracción volumétrica de fibra, son más fáciles de conformar pero ofrecen
menores propiedades mecánicas que arquitecturas más cerradas.
Por medio de la realización de pruebas de tracción en distintas
direcciones de las fibras se pudo demostrar que los textiles tipo Woven
presentan propiedades anisotrópicas, mientras que los textiles tipo Knitted,
presentan una buena isotropía, además de que este tipo de tejidos puede ser
deformado localmente lo que lo hace especialmente apropiado para el
conformado de componentes de geometrías complicadas. Con estas pruebas
de tracción se pudo también demostrar las bajas deformaciones que son
capaces de soportar los textiles tipo Woven antes de su falla, especialmente
en las direcciones principales del tejido (0°,90°). Mientras que los textiles tipo
Knitted tienen la capacidad de resistir mayores deformaciones, desde 4 hasta
15 veces más que los textiles tipo Woven antes de fallar, las deformaciones
de los tejidos tipo Knitted se deben a los estiramientos de los bucles
estructurales del propio tejido, fallando la estructura en las zonas donde se
unen los bucles debido a la concentración de esfuerzos.
La única manera de acomodar deformaciones en el plano para los
textiles tipo Woven es por el Trellis Effect. Por lo que un modelo basado en
una geometría de nodos articulados fue desarrollado para relacionar el
ángulo de bloqueo entre dos hilos consecutivos, con los parámetros
geométricos del tejido. Este modelo logró representar en muy buena forma
los resultados experimentales, pero también demostró que aunque el Trellis
Effect es el único tipo de deformaciones en el plano, no es la única forma en
Leopoldo Pérez Barnola
183
Universidad Metropolitana Aircabin GmbH Escuela de Ingeniería Mecánica EADS—Airbus Group Company
la que se deforman los textiles tipo Woven, por lo que para poder predecir la
calidad de conformado con un tipo de textil, es necesario estudiar
drapabilidad del tejido seco, ya que este tipo de estudio combina los efectos
de los diferentes tipos de deformaciones, debido a los distintos esfuerzos a
los que una fibra puede ser sometido, compresión, tracción y corte en el
plano, así como el doblado o arrugado fuera del plano.
Estos estudios de drapabilidad demostraron que los textiles tipo
Knitted tienen una buena conformabilidad, y exhiben bajas energías de
conformación, a la vez que no producen arrugas, demostrando nuevamente
su superioridad para el conformado de componentes con geometrías
complicadas, en cambio los textiles Woven, mostraron una alta propensión a
la formación de arrugas durante las pruebas de drapabilidad y fallaron antes
de terminar la prueba debido a las bajas deformaciones que son capaces de
soportar antes de su falla.
Los textiles tipo Woven no fueron eliminados de todas maneras para el
resto de la investigación sino que se siguieron utilizando para tener formas
de comparación de resultados.
Laminados de Polieterimida, reforzado con fibra de vidrio están
disponibles en el mercado, pero sólo para refuerzos de tipo Woven, por lo
que para la generación del laminado para los tejitos tipo Knitted se usó el
método de superposición de láminas, el cual se optimizó para el sistema PEI-
Fibra de vidrio para obtener una excelente calidad de consolidación al menor
costo posible. Los resultados de los parámetros principales para la
consolidación optimizados son los siguientes:
Tiempo de consolidación = 2,5min.
Presión de consolidación = 4Mpa.
Leopoldo Pérez Barnola
184
Universidad Metropolitana Aircabin GmbH Escuela de Ingeniería Mecánica EADS—Airbus Group Company
Temperatura de consolidación = 338°C.
Para lograr la optimización de estos parámetros se desarrolló un
modelo para estudiar el proceso de consolidación, este modelo tiene como
principal característica el que toma en cuenta la heterogeneidad en el arreglo
de las fibras, condición muy importante para la consolidación de textiles tipo
Knitted, que presentan muy poca uniformidad.
El desarrollo del modelo mostró también que para el proceso de
impregnación la presión viscosa es el factor determinante que se resiste a la
presión de impregnación, mientras que la presión capilar, la presión
almacenada por la compresión del lecho fibroso y la presión de los gases
atrapados dentro de los vacíos tienen poca importancia para los valores de la
impregnación.
Dos tipos de arreglos de fibras fueron identificados para los textiles
Knitted, uno de alta densidad volumétrica de las fibras, que se encuentra
donde se entrelazan diferentes bucles, y el segundo arreglo de menor
densidad en la zona entre las uniones de los bucles.
El modelo de consolidación requiere entonces de una buena
descripción de la configuración y distribución de las fibras dentro del sistema
para obtener resultados precisos, esta descripción se hace por
observaciones microscópicas del sistema PEI-Fibra de vidrio formado, lo que
trae el inconveniente que requiere de la realización de pruebas
experimentales para poder correr el modelo para nuevos tipos de tejidos
fibras, etc.
El modelo predice con muy buena confiabilidad los resultados de la
consolidación para cada uno de los parámetros que influyen en el proceso
(temperatura, presión, tiempo) el modelo fue probado tomando y sin tomar en
cuenta la reducción de la velocidad de consolidación, debido a la disminución
Leopoldo Pérez Barnola
185
Universidad Metropolitana Aircabin GmbH Escuela de Ingeniería Mecánica EADS—Airbus Group Company
de la presión efectiva, por el aumento de la presión interna de los gases en
los espacios vacíos, y los resultados de ambas corridas difieren en valores
muy pequeños entre los cuales se encuentran los valores experimentales
obtenidos, esto se puede explicar por el hecho que ambas condiciones
suponen casos extremos, en donde cuando no se toma en cuenta la presión
de los gases atrapados supone que la matriz absorbe todos los gases dentro
de ella, y el segundo donde la matriz no absorbe nada de los gases
atrapados, existe bibliografía que tiene resultados de la absorción de gases
dentro de matrices poliméricas, así como del punto de saturación de la
misma para absorción de gases.
Se compararon los resultados experimentales del proceso de
consolidación con los resultados de un modelo convencional de
consolidación obteniéndose poca concordancia, dando mayor importancia al
modelo propuesto en el presente estudio, donde se toman en cuenta las
configuraciones de las fibras dentro del sistema.
Aunque la presión acumulada por la compresión del lecho fibroso,
posee poca importancia y por ende es despreciable para el proceso de
impregnación. Demostró ser un factor influyente para el proceso de
desconsolidación. Este fenómeno indeseable que puede ocurrir en la etapa
de calentamiento del proceso de termoformado, o en cualquier otro momento
donde la temperatura del sistema se encuentre por encima de la temperatura
del punto transformación de vidrio de la matriz y no exista la presión
suficiente como para mantener el laminado junto, para sí evitar la formación
de espacios vacíos y el desdoblado o relajamiento de las hebras de los
refuerzos.
El fenómeno de desconsolidación se atribuye entonces a la
disminución de la viscosidad junto con la liberación de energía elástica
almacenada por el sistema fibroso.
Leopoldo Pérez Barnola
186
Universidad Metropolitana Aircabin GmbH Escuela de Ingeniería Mecánica EADS—Airbus Group Company
La temperatura de desconsolidación para el sistema PEI-fibra de vidrio
obtenida es de 255°C, donde se obtuvo muy poca diferencia entre los textiles
tipo Woven o Knitted.
Donde si se obtuvo una diferencia considerable fue en la Presión
almacenada debido a la compresión del lecho fibroso, donde para los textiles
tipo Woven fueron el valor obtenido es de 0,3MPa y para los Knitted de
0,05MPa, lo que trae como consecuencia que para que la cohesión se
mantenga y no se produzcan vacíos en el compuesto generado debe ser
aplicada una presión durante el proceso de conformado mayor a la presión
de mencionada anteriormente para cada tipo de tejido.
Estas presiones de antirelajamiento fueron utilizadas como parte de
los parámetros en la determinación de las ventanas operacionales para el
proceso de conformado de componentes para refuerzos con textiles Woven o
Knitted.
Las estructuras tipo sándwich fueron el tipo de componentes más
delicado con el que se trabajó, en estas el núcleo o alma estaba constituido
por el mismo termoplástico de la matriz (PEI) en forma de material espumado
o Foam. Para estos sistemas, se determinaron las propiedades mecánicas a
temperatura ambiente y más importante aún a temperatura de conformación,
estos resultados ayudaron a concluir con los límites de las ventanas
operacionales.
Se demostró también que el alma de estos sándwiches es sensible a
la temperatura, donde una temperatura mínima de 165°C es requerida para
evitar el desgarramiento durante el conformado, mientras los 185°C no
pueden ser sobrepasados para evitar el colapsamiento del las
microestructuras del núcleo. A esta temperatura superior la presión máxima
permitida es de 110KPa.
Leopoldo Pérez Barnola
187
Universidad Metropolitana Aircabin GmbH Escuela de Ingeniería Mecánica EADS—Airbus Group Company
Las estructuras de las microceldas del núcleo fueron analizadas bajo
el microscopio para diferentes etapas del colapsado, revelando que la
estructura de las mismas cambiaba desde una forma poliédrica inicial a una
estructura con celdas esféricas de menor tamaño que guían hacia una
disminución o encogimiento macroscópico de la estructura espumada.
Figura 14-1 Micrografías del núcleo de PEI espumado en distintas etapas, desde intacto a estructura completamente colapsada respectivamente
Los resultados de las pruebas mecánicas hechas sobre los textiles
secos, indicaron que los tejidos tipo Knitted poseen un módulo y una
resistencia a la tensión mucho menor que los textiles tipo Woven si se
compara con los resultados en las direcciones principales para las fibras tipo
Woven, esto debería tener una relación directa en el comportamiento
mecánico de los laminados o la estructura final, pero esto no es así, ya que
al realizarse la impregnación completa de los tejidos, la resina termoplástica
previene el movimiento de las hebras que constituyen los refuerzos, esto
ayuda a que los tejidos tipo Knitted aumenten su resistencia, al prevenir la
deformación de los bucles, haciendo que la diferencia final entre la
resistencia de las estructuras hechas con tejidos tipos Woven y Knitted sea
pequeña, de menos de un orden de magnitud en las direcciones principales,
y que algunas veces sea despreciable en las direcciones sesgadas de las
fibras (±45°). Debemos notar que en esta parte, que los resultados se están
presentando de forma cualitativa y no cuantitativa debido a que al hablar de
los valores de los tejidos tipo Knitted y Woven nos referimos a los resultados
de forma general y no a los resultados de un tejido específico en donde la
estructura o arquitectura de cada tejido puede variar enormente su resultado
Leopoldo Pérez Barnola
188
Universidad Metropolitana Aircabin GmbH Escuela de Ingeniería Mecánica EADS—Airbus Group Company
en las pruebas, como norma general mientras más cerrada es la arquitectura
mayor es su resistencia a la tracción, y los tejidos tipo Woven por su forma
de construcción tienden a ser estructuras más cerradas que los tejidos tipo
Knitted.
Pero así como las estructuras tipo Woven poseen una pequeña
ventaja en su resistencia mecánica a la tracción, se debe decir que las
mismas están en desventaja con los laminados de tejidos tipo Knitted en su
resistencia a las cargas de impacto.
Leopoldo Pérez Barnola
189
Universidad Metropolitana Aircabin GmbH Escuela de Ingeniería Mecánica EADS—Airbus Group Company
15. RECOMENDACIONES
En el presente capítulo se exponen las recomendaciones planteadas
para la realización del proyecto, las mismas son expuestas separadas por
tema o área de estudio y presentadas por puntos para facilitar la lectura,
además se incluye también una breve explicación que sustenta o justifica la
recomendación para cada punto.
15.1 RECOMENDACIONES SOBRE LOS MATERIALES
15.1.1 MATRIZ POLIMÉRICA
• Se recomienda el uso de la Polieterimida (PEI) como matriz
termplástica, para el resto de los desarrollos. Ya que este polímero
cuenta con las siguientes características lo que la hace el material
idóneo para ser usado como material de soporte en el proceso:
• Cumple con todas las regulaciones y normativas establecidas
por la F.A.A. en materia de seguridad.
• Buenas propiedades mecánicas
• Altas temperaturas de servicio
• Para el caso de conformación de estructuras tipo sándwich, el
PEI genera un alma o núcleo de excelente calidad usando un
proceso de espumado estándar.
• La PEI posee buenas propiedades de mojado al ser usada con
la fibra de vidrio en la generación de un laminado reforzado.
• Entre otras
Leopoldo Pérez Barnola
190
Universidad Metropolitana Aircabin GmbH Escuela de Ingeniería Mecánica EADS—Airbus Group Company
15.1.2 SISTEMA DE REFUERZOS
15.1.2.1 Material
Se recomienda el uso de la fibra de vidrio como material de refuerzo,
por sobre los otros tipos estudiados que incluyen las fibras de carbón y la
aramida, por varias razones:
• Los refuerzos textiles hechos con fibra de vidrio presentan una
menor rigidez que la de los otros refuerzos estudiados, en este
sentido con la fibra de vidrio será más fácil de lograr la forma
deseada, requiriendo una menor energía para su conformación
lo que se traducirá en el uso de menores presiones durante el
conformado.
• Los menores costos de los tejidos de fibra de vidrio en
cualquiera de sus variantes (vidrio E, C, R, S, T) al ser
comparados con los costos de tejidos de fibra de carbón o de
aramida, trae como resultado ahorros significativos en los
costos de los materiales.
• El que los componentes que se desean fabricar no sean partes
estructurales primarias, hace que los requerimientos mecánicos
sean mucho menores, por lo que el uso de las fibras de vidrio
que poseen propiedades mecánicas un poco menores que la
de los refuerzos hechos con fibras de carbón o aramida queda
justificado.
• Los tejidos de fibra de vidrio presentan una mejor drapabilidad
que la de los tejidos de otros materiales de refuerzo.
• La baja fracción volumétrica de fibra dentro de los laminados
hace que la mayor densidad de la fibra de vidrio por sobre los
Leopoldo Pérez Barnola
191
Universidad Metropolitana Aircabin GmbH Escuela de Ingeniería Mecánica EADS—Airbus Group Company
otros materiales estudiados no represente grandes diferencias
en el peso final del componente.
15.1.2.2 Tejido
Se recomienda el uso de tejidos tipo Knitted por su mejor desempeño
en cuanto a su drapabilidad por encima de los tejidos tipo Woven. Por las
siguientes razones:
Las propiedades isotrópicas de los tejidos Knitted los hace
especialmente aptos para el termoformado, no así los tejidos tipo Woven que
presentan una fuerte anisotropía.
El uso de arquitecturas textiles abiertas como las encontradas en los
tejidos Knitted, favorece la drapabilidad y por ende la conformación, además
de que este tipo de estructuras requiere de menores energías de formación
lo que guiarán a un ahorro en los costos de fabricación. Pero con este tipo
de conformaciones también se reducen las propiedades reforzantes por lo
que se debe buscar un equilibrio en el cual se pueda lograr el conformado
del componente con la máximas propiedades mecánicas posibles, en este
sentido se debe seleccionar el refuerzo textil con las mejores propiedades
mecánicas que se pueda conformar a la geometría deseada.
En este sentido se recomienda la ampliación del presente estudio para
la generación de un modelo que sirva para seleccionar de manera
automática el tipo o modelo de tejido Knitted a usar en la conformación de
una parte dependiendo de la geometría de la misma.
Leopoldo Pérez Barnola
192
Universidad Metropolitana Aircabin GmbH Escuela de Ingeniería Mecánica EADS—Airbus Group Company
15.2 DEL PROCESO DE LAMINACIÓN
15.2.1 USO DE AGENTES DE ENGOMADO O SIZING
Se recomienda la aplicación de agentes de engomado a las fibras de
vidrio antes de ser impregnadas, esto con el fin de aumentar la adherencia
entre las fases, lo que aumentaría la calidad del laminado final.
Se recomienda un realizar un estudio completo con el fin de
desarrollar nuevos agentes engomantes, específicamente desarrollados para
el sistema PEI- Fibra de vidrio, ya que los agentes disponibles en el mercado,
no están optimizados para sistemas termoplásticos.
15.2.2 SECADO
El primer paso para la constitución de un laminado de calidad, es la
eliminación de toda el agua que se encuentra absorbida dentro de la matriz
termoplástica. Para eliminar esta agua es necesario someter al polímero a un
proceso de secado. Para nuestro caso este es un procedimiento largo pero
muy sencillo, en el cual el material termoplástico se introduce dentro de un
horno que se encuentra a 125°C por un período de 8 horas. Este
procedimiento no tiene resultados que se puedan observar a la vista, pero es
muy importante no dejar de realizarlo. Ya que de lo contrario se crearán
burbujas que quedarán como espacios vacíos, al evaporarse el agua
presente dentro de la matriz, lo que reduciría la calidad del conformado.
15.2.3 TÉCNICA DE LAMINACIÓN
Se recomienda el uso del proceso de conformado por superposición
de láminas, debido a que el proceso por mojado en la matriz polimérica, el
cual es más eficiente y económico, presenta problemas para la laminación de
los textiles Knitted, los cuales son deformados en extremo por el sistema de
halado por rodillos, por lo que se recomienda el uso de este método
Leopoldo Pérez Barnola
193
Universidad Metropolitana Aircabin GmbH Escuela de Ingeniería Mecánica EADS—Airbus Group Company
alternativo, mientras se realiza un estudio completo, que evite las
deformaciones del tejido al ser halado por el sistema de rodillos.
15.2.4 LIMITACIÓN DE LA FRACCIÓN VOLUMÉTRICA DE FIBRA
Se recomienda limitar la cantidad máxima de fibra a ser incluida dentro
del laminado a valores de 60%, por varias razones, la más importante es que
el uso de tejidos Knitted de arquitecturas abiertas, así como de altas
temperaturas y presiones de conformación, podría conducir a la falla del sello
generado por la continuidad del material polimérico, lo que conduciría a la
falla del proceso de conformado. Por la pérdida de la energía de
conformación debido al escape de la presión del sistema.
Se recomienda el seguimiento de los valores de las variables de
operación principales optimizados para el proceso de laminado, estos valores
se obtuvieron de la optimización de la función de las pérdidas de calidad del
sistema, siguiendo un desarrollo basado en Dox.
En este sentido los valores reportados fueron los siguientes:
Temperatura = 340°C
Presión = 4MPa
Tiempo = 2,5min
Se debe seguir el diagrama de la curva de operación presentada,
donde la presión de consolidación debe mantenerse aplicada en todo
momento mientras el laminado se encuentre a una temperatura mayor la del
punto de transición del vidrio que para la PEI que es de 217°C.
Leopoldo Pérez Barnola
194
Universidad Metropolitana Aircabin GmbH Escuela de Ingeniería Mecánica EADS—Airbus Group Company
15.3 PROCESO DE CONFORMACIÓN POR TWIN-SHEET
El presente trabajo demostró que el conformado de componentes
hechos con material termoplástico reforzado con tejido fibroso es posible, y
en este sentido se darán algunas recomendaciones de uso práctico para
desarrollo del proceso.
Se recomienda el uso de un equipo por etapas separadas, la
recomendación es la selección de un equipo rotativo de 3 o 4 etapas
separadas como se describe a continuación, la primera etapa es la de
entrada de material al sistema que en el caso del sistema de 3 etapas es
también la etapa de salida, la segunda etapa la conformaría el sistema de
precalentamiento, la tercera la etapa de conformación y en el sistema de 4
etapas una última de salida del componente conformado.
La recomendación del equipo rotativo se basa en las facilidades que
brinda el equipo de ahorro de espacio y energético dentro de las
instalaciones.
El sistema de marcos utilizados, uno de los desarrollos más
importantes del presente trabajo se realizó en la parte concerniente al
sistema de marcos de soporte de los laminados durante el conformado, en
este sentido los requerimientos planteados de un sistema de marcos que
permita la introducción del material necesitado sin permitir la salida del aire o
presión de conformado por el mismo, fue desarrollado una técnica
innovadora, razones de confidencialidad obligan a la compañía o no revelar
el método utilizado, pero como recomendación se tiene que, debido a que el
método estudiado fue realizado a escala de laboratorio en la conformación
de piezas de limitado tamaño la fabricación de un marco a escala natural
para ser usado en los equipos Twin-Sheet reales es una recomendación
primordial para este trabajo.
Leopoldo Pérez Barnola
195
Universidad Metropolitana Aircabin GmbH Escuela de Ingeniería Mecánica EADS—Airbus Group Company
A continuación se presentan un grupo de fotografías del equipo de
laboratorio utilizado en este desarrollo así como de las piezas termoformadas
siguiendo el procedimiento.
Figura 15-1 Equipos, materiales y Muestra del procedimiento de termoformado por Twin-Sheet a escala laboratorio.
Leopoldo Pérez Barnola
196
Universidad Metropolitana Aircabin GmbH Escuela de Ingeniería Mecánica EADS—Airbus Group Company
16. GLOSARIO
A
Ácido dibásico: Ácido que tiene dos átomos de hidrógeno
sustituibles.
Alma en panal o Honeycomb: Producto manufacturado de metal,
papel u otros materiales que está impregnado en resina y que se ha formado
en células con forma hexagonal. Se utiliza como material de núcleos para
estructuras en emparedado o estratificadas.
Ángulo De Bloqueo: Es el menor ángulo alcanzado entre dos hilos
adyacentes de un tejido Woven, antes de que ocurra la interferencia y el
bloqueo entre los mismos
Anisótropo: Que presenta diferentes propiedades al ser probado a lo
largo de ejes en diferentes direcciones.
ASTM: American Society for Testing Materials (Sociedad
Norteamericana para la Prueba de Materiales).
Autoclave: Recipiente a presión que puede mantener la temperatura y
la presión de aire o gas que se desee para el curado de materiales
compuestos de matriz orgánica
Autoextinguible: Término general que describe la capacidad de un
material para dejar de arder una vez que se retira la llama.
B
Bifuncional: una molécula con dos grupos funcionales activos.
C
Leopoldo Pérez Barnola
197
Universidad Metropolitana Aircabin GmbH Escuela de Ingeniería Mecánica EADS—Airbus Group Company
Cizalla interlaminar: Resiste a la rotura por efecto de cizalla, con el
plano de fractura situado entre las capas de refuerzo de un estrato.
Compuesto: Sustancia que consiste en dos o más elementos unidos
en proporciones definidas.
Compuesto o compuesto moldeado: Material reforzado con cargas,
fibras y otros materiales especiales para satisfacer las necesidades de
diseño.
Condensación: Reacción química en la que se combinan dos o más
moléculas, con separación de agua u otra sustancia sencilla. Si se forma un
polímero, el proceso se denomina policondensación.
Conformado al vacío: Método para conformar una lámina según el
cual se sujetan los bordes de la lámina de plástico en un marco fijo y se
calienta el plástico y se estira al vacío en un molde.
Conformado de colchón de aire: Proceso de termoconformado en el
que se emplea aire a presión para formar una burbuja, aprovechándose el
vacío después para formar plásticos calientes contra el molde.
Conformado con macho: Método de conformado de laminas
termoplásticas en un marco móvil. Consiste en calentar la lámina y colgarla
sobre los puntos superiores de un molde macho. A continuación, se aplica
vacío para completar el conformado.
Conformado de molde coincidente: Formación de chapas calientes
entre moldes hembra y macho coincidentes.
Conformado en relieve: Técnica en la que se estira la lámina de
plástico hasta conseguir una forma en burbuja por presión de vacío o aire, se
Leopoldo Pérez Barnola
198
Universidad Metropolitana Aircabin GmbH Escuela de Ingeniería Mecánica EADS—Airbus Group Company
inserta un molde macho en una burbuja y se libera la presión de vacío o de
aire permitiendo que el plástico forme un relieve profundo sobre el molde.
Conformado libre: Técnica que utiliza aire a presión para soplar una
lámina calentada de plástico, cuyos bordes, que están soportados en un
marco se arquean hasta alcanzar la forma o altura deseadas.
Conformado mecánico: Técnica según la cual se da forma a chapas
calentadas de plástico a mano o con la ayuda de herramientas y montajes.
No se utiliza molde.
Conformado neumático: Método de termoconformado en el que se
utiliza corriente de aire o presión de aire para perforar parcialmente la lámina
inmediatamente antes de introducirla en un molde utilizando vacío.
Construcción en emparedado o sándwich: Estructura que consiste
en caras relativamente densas de alta resistencia unidas a un material o
núcleo intermedio de menor densidad y resistencia.
D
Deborah number: Número adimensional igual al tiempo de ralajación
de un proceso, dividido entre el tiempo en el cual el proceso es observado.
Drapabilidad: Propiedad de un tejido o material de adaptarse a una
superficie sin la formación de arrugas u otras irregularidades en su superficie.
E
Emparedado o Sándwich: Clase de materiales compuestos
estratificados formados por un material de núcleo de poco peso (alma de
panal, plásticos expandidos, etc.) al que se adhieren dos capas finas y
densas de alta resistencia.
Leopoldo Pérez Barnola
199
Universidad Metropolitana Aircabin GmbH Escuela de Ingeniería Mecánica EADS—Airbus Group Company
Epóxido: Material a partir de óxido de etileno, sus derivados u
homólogos. Las resinas epóxicas forman termoplásticos y resinas
termoendurecibles de cadena lineal.
Esfuerzo: Fuerza que produce o tiende a producir la deformación de
una sustancia. Se expresa como la relación entre la carga aplicada y el área
transversal original.
Estratificado: Dos o más capas de material unidas entre sí. El término
se suele aplicar a capas formadas previamente unidas mediante adhesivos o
por calor y presión. Asimismo, se aplica a composiciones de películas
plásticas con otras películas, hojas y papel, incluso aunque se hayan
obtenido por recubrimientos de extensión o por recubrimiento por extrusión.
Un estrato reforzado consiste generalmente en las capas superpuestas de
refuerzos de tela o fibrosos recubiertos con resistencia o impregnados con
resina que han sido unidos con calor y presión.
Exfoliación: Proceso de desunión provocado principalmente por
tensiones interlaminares desfavorables; la exfoliación de contorno, sin
embargo, se puede prevenir eficazmente mediante un refuerzo de envoltura.
Exotérmico: Que desprende calor durante la reacción (curado).
F
Filamento: Una fibra que se caracteriza por tener una longitud
considerable sin retorcimiento. Un filamento se produce normalmente sin la
operación de hilatura que requieren de las fibras.
Fluencia: Deformación permanente de un material que resulta de la
aplicación de una tensión durante un período prolongado por debajo del
límite elástico. Un plástico sometido a una carga durante un período de
tiempo tiende a deformarse más que en el caso de que retirara la carga
Leopoldo Pérez Barnola
200
Universidad Metropolitana Aircabin GmbH Escuela de Ingeniería Mecánica EADS—Airbus Group Company
inmediatamente después de la aplicación. El grado de deformación depende
de la duración de la carga. La fluencia a temperatura ambiental se denomina
a veces flujo en frío.
H
Hebra: Haz de filamentos.
Hilo: Haz de hebras retorcidas.
I
Impregnación: Proceso que consiste en el total empapamiento de un
material, como madera, papel o tela, con resina sintética, para que la resina
se introduzca en el cuerpo de; material.
Impregnar: Conseguir que penetre un líquido en un material poroso o
fibroso; inmersión de un sustrato fibroso en una resina líquida. Generalmente
el material poroso sirve como refuerzo del aglutinamiento plástico tras el
curado.
Inclusión: Introducción de un objeto en una envoltura de plástico
transparente por inmersión en una resina colada para que tenga lugar la
polimerización de la resina.
L
Laminación: Proceso para preparar un estratificado; también se
refiere a cualquiera de las capas de un material estratificado.
M
Material compuesto: Combinación de dos o más materiales
(generalmente una matriz de polímero con refuerzos). Los componentes
Leopoldo Pérez Barnola
201
Universidad Metropolitana Aircabin GmbH Escuela de Ingeniería Mecánica EADS—Airbus Group Company
estructurales de los materiales y los compuestos se subdividen a veces en
fibrosos, copos, láminas, partículas y de esqueleto.
Material compuesto laminar: Material compuesto que consiste en
capas de materiales que se mantienen juntas mediante la matriz de polímero.
Existen en dos clases: estratos y emparedados.
Matriz: Material polimérico utilizado para unir los refuerzos entre sí en
un material compuesto.
P
Panel de emparedado: Panel que consiste en dos láminas finas
unidas a un alma o núcleo de espuma de peso ligero y espeso.
Polimerización: Proceso de crecimiento hasta grande moléculas a
partir de moléculas pequeñas.
T
Termoconformado: Proceso de conformado de hojas termoplásticas
que consiste en el calentamiento de la hoja y su prensado contra la superficie
de un molde.
Termoseteable, termoestable o termoendurecible: Polímero de red
que participa o ha participado en una reacción química por acción de calor,
catalizadores, luz ultravioleta, etc., para llevar a un estado relativamente no
fusible.
Termoplástico: Que tiene capacidad de ablandarse de forma repetida
con calor y de endurecerse con el enfriamiento. Polímero lineal que se
ablanda repetidamente al calentarse y se endurece al enfriarse.
Leopoldo Pérez Barnola
202
Universidad Metropolitana Aircabin GmbH Escuela de Ingeniería Mecánica EADS—Airbus Group Company
Trama: Hilos o fibras transversales en una tela tejida: las fibras que
recorren perpendicularmente la urdimbre; también se denomina relleno,
carga, hilo, textura, picada.
Transición vítrea: Cambio de los polímeros amorfos o parcialmente
cristalinos desde un estado viscoso o gomoso a un estado duro y
relativamente frágil (de estado duro a viscoso).
U
Urdimbre: Dirección longitudinal del tejido en una tela o mecha; se
aplica así mismo a la distorsión dimensional de un objeto de plástico. Véase
Trama.
Leopoldo Pérez Barnola
203
Universidad Metropolitana Aircabin GmbH Escuela de Ingeniería Mecánica EADS—Airbus Group Company
17. BIBLIOGRAFÍA
1. Keane, M. & Mallon, P.; Investigations of the effects of varying the processing parameters in diaphragm forming of advanced thermoplastic composite laminates. Comp. Manufacturing, 6(3-4) 1995.
2. Okine, R.; Analysis of forming parts from advanced thermoplastic composite sheet material. Journal of Thermoforming Composite Materials, # 2 (50-76) 1989.
3. Middleton, D.; Composite materials in aircraft structures. Longman Scientific & Technical, 1990.
4. Zenkert, D.; An introduction to sandwich construction. Chameleon Press Ltd, London 1995.
5. Karlsson, K.; Manufacturing and applications of structural sandwich components. Compendium part A, 28A 1997.
6. Zenkert, D.; The Handbook of Sandwich construction. EMAS Ltd., London 1997.
7. Philips, D. & Verpoest, I.; 3-D Knitted fabrics for sandwich panels, SAMPE Journal, 32 (6) 1996.
8. Haan, L.; New foam core sandwich solutions for interiors that have to fulfill the highest fire-smoke-toxicity requirements. Proc. 16th Int. SAMPE, Salzburg 1995.
9. Akermo, M.; Modeling of compression molding of all thermoplastic honeycomb core sandwich components. Proc. 41st Int. SAMPE Symposium, 1996.
10. Akermo M.; Modeling component cost in compression moulding of thermoplastic composite and sandwich components. Submitted to Company under request, 2000.
11. Moeller F.; Material Modelling for the simulation of the forming Process of thermoplastic components. Proc. 42nd Int. SAMPE Symposium, 1997.
12. Breuer U.; Manufacturing of thermoplastic sandwich systems by a one-step forming technique. Polymer. Comp. 1998.
13. Harper, R.; Thermoforming of thermoplastic matrix composites - Part I, SAMPE Journal, 28(2), 1992.
14. Strong, A.; Incremental forming of large fiber-reinforced thermoplastic composites. Proc. 34th Int. SAMPE Symposium, 1989.
15. Kausch, H.; Advanced thermoplastic composites - Characterization, processing. Hanser Publisher, 1993.
16. McGuinness, G. Effect of preform shape on buckling of quasi-isotropic thermoplastic composite laminates during sheet forming. EADS Intern papers, 1999.
17. Gutowski, T.; Laminates wrinkling scaling laws for ideal composites. Aircabin Internal paper. 1997.
18. Alusuisse Airex AG, Brochure Airex R82 - Fire Resistant Foam, 1997.
Leopoldo Pérez Barnola
204
Universidad Metropolitana Aircabin GmbH Escuela de Ingeniería Mecánica EADS—Airbus Group Company
1. Åström, B.T., Manufacturing of Polymer Composites, Chapman & Hall, London (1997)
2. Prodromou, A.G. and Chen, J., On the relationship between shear angle and wrinkling textile composites performs, Comp. Part A, 28ª, 49-503 (1997)
3. Bhattacharyya, D., Composite Sheet Forming, Composite Materials Series, Vol. 11, Elsevier, Amsterdam (1997)
4. Florian, J., Practical Thermoforming: Principles and Applications, 2nd ed., Marcel Dekker, New York (1996)
5. Gruenwald, G., Thermoforming: a plastics processing guide, 2nd ed., Technomic Publishing AG, Basel (1998)
6. Throne, J.L., Technology of Thermoforming, Hanser, Munich (1996) 7. Gutowski, T.G., Dillon, G., Chey, S. and Li, H., Laminate Wrinkling
Scaling Laws for Ideal Composites, Comp. Manufacturing, 6, 123-134 (1995)
8. Pickett, A.K., Queckbörner, T., Luca, P.D. and Haug, E., An explicit finite element solution for the forming prediction of continuous fibre-reinforced thermoplastic sheets. Comp. Manufacturing, 6, 237-243 (1995)
9. Nakamura, Y. and Ohata, T., The Effect of Newly Developed Blank Holder on Press Forming of Glass-Cloth Reinforced Thermo-Plastic Sheet, Key Engineering Materials, 137. 40-46 (1998)
10. Hull, D. and Clyne, T.W., An Introduction to Composite Materials, Cambridge University Press, (1996)]
11. Chou, T.-W. and Ko, F.K., Textile Structural Composites, Composite Materials Series, ed. Pipes, R.B., Vol. 3, Elsevier, (1991)
12. Gommers, B., Wang, T.K. and Verpoest, I., Mechanical Properties of Warp Knitted Fabric Reinforced Composites, Proc. 40th Inter. SAMPE Symposium, Anaheim, USA 996-976 (1995)
13. Gommers, B. and Verpoest, I., Tensile Behavior of Knitted Fabric Reinforced Composites, Proc. ICCM-10, Whistler, 309-316 (1995)
14. Du, G.-W and Ko, F., Analysis of Multiaxial Warp-Knitt Preforms for Composite Reinforcement, Comp. Sc. And Technology, 56, 253-260 (1996)
15. Verpoest, I., Gommers, B., Huysmans, G., Ivens, J., Luo, Y., Pandita, S. and Phillps, D., The Potential of Knitted Fabrics as a Reinforcement for Composites, Proc. ICCM-11, Gold Coast, Australia, 108-133 (1997)
16. Bergsma, O.K., Deep Drawing of Fabric Reinforced Thermoplastics, Proc. New Textiles for Composites: Know How of Universities Meets Needs of Industries, Leuven, (1992)
17. Singkofer, R. and Mehn, R., Advanced Thermoplastic Composites Based on Knitted Fabrics with Weft Insertion – Economical Application
Leopoldo Pérez Barnola
205
Universidad Metropolitana Aircabin GmbH Escuela de Ingeniería Mecánica EADS—Airbus Group Company
in Highly Loadec Vehicule Components, Proc. 17th Inter. SAMPE Europe, Basel, 273-286 (1994)
18. Mayer, J., Ha, S.W., Ruffiuex, K., Tognini, R., Koch, B. and Wintermantel, E., Knitted Fiber Reinforced Composites, Automotive Engineering (1994)
19. Mayer, C., Ostgathe, M., Breuer, U. and Neitzel, M., High Speed Manufacturing of Knitted Thermoplastic Composite Sandwich Systems, Proc. 17th Inter. SAMPE Europe, Basel, 315-326 (1996)
20. Lundquist, L., Leterrier, Y., Månson, J.-A.E., Henn, C., Gutzwiller, C., Crettaz, P. and Jolliet, O., Life Cycle Engineering of Plastics: a Study of Resource Management, Proc. R’99 Recovery recycling Re-integration World Congress, Geneva, EMPA, 242-247 (1999)
21. Chawla, K.K., Fibrous Materials, Cambridge Univesisty Press, Cambridge (1998)
22. Barbero, E.J., Introduction to Composite Materials Design, Taylor & Francis, London (1998)
23. Bogdanovich, A.E. and Pastore, C.M., Mechanics of Textile and Laminated Composites, Chapman & Hall, London (1996)
24. Ramakrishna, S. and Hull, D., Tensile Behaviour of Knitted Carbon-Fibre-Fabric/Epoxy Laminates – Part 1: Experimental, Comp. Sc. And Technology, 50, 237-247 (1994)
25. Ramakrishna, S., Hamada, H. and Cheng, K.B., Analytical Procedure for the Prediction Elastic Properties of Plain Knitted Fabric-Reinforced Composites, Comp. Part A, 28a, 2-37 (1997)
26. Verpoest, I., Research in Textile Composites at K.U. Leuven, Proc. New Textiles for Composites: Know How of Universities Meets Needs of Industries, Leuven (1992)
27. Ko, F.K., Braiding in Engineered Materials Handbook, Volume 1, Composites International, A., Metals Park, 519-528 (1987)
28. Buckley, J.D. and Edie, D.D., Carbon-Carbon Materials and Composites, Noye Publications, Park Ridge (1993)
29. Connor, M., Consolidation Mechanisms and Interfacial Phenomena in Thermoplastic Powder Impregnated Composites, PhD Thesis, EPFL (1995)
30. Tan, P., Tong, L. and G.P., Steven, Modeling for Predicting the Mechanical Properties of Textile Composites – A Review, Comp. Part A, 28a, 903-992 (1997)
31. Gommers, B., Verpoest, I. And Houtte, P.V., Analysis of Knitted Fabric Reinforced Composites:Part 1. Fibre Orientation Distribution, Comp. Part A, 29A, 1579-1588(1998)
32. Raz, S., Warp Knitting Production, Verlag Melliand Textilberichte GmbH, Heidelberg (1987)
33. Spencer, D.J., Knitting Technology – Second Edition, Pergamon Press (1989)
Leopoldo Pérez Barnola
206
Universidad Metropolitana Aircabin GmbH Escuela de Ingeniería Mecánica EADS—Airbus Group Company
34. Anand, S., Warp Knitted Structures in Composites, Proc. ECCM 7, London, Woodhead, 407-413 (1996)
35. Gommers, B., Verpoest, I. And Houtte, P.V., Analysis of Knitted Fabrich Reinforced Composites: Part 2, Stiffness and Strength, Comp. Part A, 29A, 1589-1601 (1998)
36. Ramakrishna, S., Characterization and Modeling of the Tensile Properties of Plain Weft-Knit Fabric Reinforced Composites, Comp. Sc. And Technology, 57, 1-22 (1997)
37. Hou, M. and Friedrich, K., 3-D Stamp Forming of Thermoplastic Matrix Composites, Applied Comp. Materials, 1, 135-153 (1994)
38. Hou, M., Stamp Forming of Continuous Glass Fibre Reinforced Polypropylene, Composites Part A, 28A, 695-702 (1997)
1. Kausch, H.-H., Advanced Thermoplastic Composites – Characterization, Processing, Hanser Publisher, (1993)
2. Åström, B.T., Manufacturing of Polymer Composites, Chapman & Hall, London (1997)
3. Hou, M., Ye, L., Lee, H.J. and Mai, Y.W, Manufacture of a Carbon-Fabric Reinforced Polyetherimide (CF/PEI) Composite Material, Comp. SC. And Technology, 58, 181-190 (1998)
4. Rozant, O., Powder Impregnation of Unidirectional Continuous Fibres, Rapport de diplôme, EPFL (CH) (1994)
5. Connor, M., Consolidation Mechanisms and Interfacial Phenomena in Thermoplastic Powder Impregnated Composites, J. Ther. Comp. Materials, 8, 138-162 (1995)
6. Connor, M., Toll, S. and Månson, J.-A.E, A Model for the Consolidation of Aligned Thermoplastic Powder Impregnated Composites, J. Therm. Comp. Materials, 8, 138-162 (1995)
7. Miller, A.H., Dodds, N., Hale, J.M. and Gibson, A.G., High Speed Pultrusion of Thermoplastic Matrix Composites, Comp. Part A, 29a, 773-782 (1998)
8. Klinkmüller, V., Kästel, R., Ye, L. and Friedrich, K., On Impregnation Quality and Resulting Mechanical Properties of Compression Moulded Commingled Yarn Based Thermoplastic Composites, Proc. IUTAM Symposium on Microstructure-Property Interaction in Composite Materials, Kluwer Academic Publishers, 189-201 (1995)
9. Luisier, A., Bourban, P.-E, and Månson, J.-A.E., In-Situ Polymerisation of Polyamide 12 for Thermoplastic composites, Proc. ICCM-12, Paris, F, (1999)
10. Bratukhin, A.G. and Bogolyubov, V.S., Composite Manufacturing Technology, Chapman &Hall, London (1995)
11. TenCate, Personal Communication, (1996)
Leopoldo Pérez Barnola
207
Universidad Metropolitana Aircabin GmbH Escuela de Ingeniería Mecánica EADS—Airbus Group Company
12. Nelson, K.M., Månson, J.-A.E and Seferis, J.C., Compression Thermal Analysis of the Consolidation Process for Thermoplastic Matrix Composites, J. of Therm. Comp., Mat., 3, 216-231 (1994)
13. Leterrier, Y. and G’Sell, C., Formation and Elimination of Voids During the Processing Thermoplastic Matrix Composites, Polymer Comp., 15, 101-105 (1994)
14. Davies, P. and Månson, J.-A.E., Rheological Properties of Stampable Thermoplastic Composites, J. of Therm. Comp. Materials, 6, 239-254 (1993)
15. Månson, J.-A.E. and Seferis, J.C., Void Characterization Technique for Advanced Semicrystalline Thermoplastic Composites, Sc. And Eng. of Comp. Materials, 1(2), 75-84 (1989)
16. Lee, W.I. and Springer, G.S., A Model of the Manufacturing Process of Thermoplastic Matrix composites, J. of Comp. Materials, 21 (November), 1017-1055 (1987).
1. McLane R, Economic Issues in Compuestos Manufacturing; Proc. Amer. Sco. Comp, 1988.
2. Restar S., Advanced Airframe Structural Materials, a Primer in Cost Estimating Methodology; Rand Report # R-4016-AF, 1991)
Leopoldo Pérez Barnola
208
Universidad Metropolitana Aircabin GmbH Escuela de Ingeniería Mecánica EADS—Airbus Group Company
18. ANEXOS
18.1 ANEXO # 1 PROPIEDADES DE LA POLIETERIMIDA
En el presente anexo se incluye parte del documento generado por la compañía proveedora de la Polieterimida, se debe notar que el polímero usado en el desarrollo del presente trabajo es de la clase genérica Ultem-1000, es decir sin refuerzos ni aditivos especiales. Pero que en algunas pruebas también se incluyeron muestras de la clase 1010 con mejoramiento de la viscosidad y de la clase 1110 con pigmentos.
Leopoldo Pérez Barnola
209