Informe P3 (VA 2) Andres Calderon Cecilia Davila

INFORME DE DEFECTOLOGA PRCTICA 3 MATERIALES COMPUESTOS Grado en Ingeniera Aeronutica y del Espacio Eva Mara Andrs Lpez Csar Caldern Saturio Ral Cecilia Matilla Jess Manuel Dvila Gmez Grupo VA_2

Eva Mara Andrs Lpez Csar Caldern Saturio Ral Cecilia Matilla Jess Manuel Dvila Gmez

INFORME DE DEFECTOLOGA

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1. Introduccin

La realizacin de la prctica consiste en la identificacin de defectos originados durante

los procesos de fabricacin. El tipo de proceso escogido para la fabricacin de una pieza

de material compuesto llevar asociada mayor o menor incidencia de ciertos defectos.

Estos defectos pueden ocasionar prdida de propiedades mecnicas o una variacin del

comportamiento mecnico esperado o deseado en la misma.

Por lo tanto, en el diseo de la pieza, es de vital importancia tener en cuenta su proceso

de fabricacin, de modo que se minimice el nmero de defectos o su posicin y

distribucin para que estos no impacten en la funcin en servicio de las piezas, no

quedando comprometida la responsabilidad estructural o funcional del componente.

Existen asimismo defectos asociados a la vida en servicio del componente, su

mantenimiento o incidencias en el mismo, como son las delaminaciones debidas a la

baja tolerancia al dao y la corrosin. No obstante, no son objeto de estudio en el

presente informe.

2. Defectologa ms comn asociada a la fabricacin en MC

El mtodo utilizado para la deteccin de defectos ha sido la inspeccin visual

macroscpica, en dos fases:

a) Inspeccin visual directa sobre la pieza (Ensayo No Destructivo)

Se basa en la deteccin de defectos basados en el aspecto las superficies (color,

geometra, rugosidad) del componente. Permite detectar defectos de orden

macroscpico, es decir de dimensiones similares a las de la lmina (~0,200mm).

Es importante destacar lo sencillo y econmico del mtodo, ya que con escasa

preparacin relacionada a la fabricacin de material compuesto y sin necesidad

de herramientas, medios auxiliares o preparacin previa de la pieza se distinguen

numerosos tipos y morfologas de defectos.

Sin embargo, adems de tratarse de una tcnica subjetiva, la cantidad de

informacin est limitada a la superficie de la pieza. Defectos internos

provocados por un desencolado o un impacto sobre la pieza no seran

detectables.

b) Inspeccin con lupa binocular de 6 aumentos

La pieza debe ser previamente cortada y pulida y la superficie as tratada estar

limpia para facilitar su observacin. Por lo tanto, se trata de una tcnica de

inspeccin destructiva.

Debido a que el material est compuesto de fibras (en este caso, de carbono)

embebidas en una matriz transparente (en este caso, de resina epoxi), en funcin

de la posicin relativa de la pieza respecto de la luz incidente se rebelarn unas

orientaciones u otras de lminas, permitiendo o no la deteccin de defectos. Las

zonas brillantes se corresponden con las fibras. Es, por tanto, importante que la



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inspeccin sea activa variando la pieza respecto de la direccin de la

iluminacin. No deja de ser, sin embargo, una tcnica subjetiva, que depende de

la habilidad del observador.

Permite detectar defectos de dimensiones del orden de la lmina.

Las orientaciones de las fibras se observarn a travs de presentacin por

pantalla de la imagen digital obtenida atendiendo a:

- Fibras a 0: Las fibras con direccin paralela al plano de observacin sern

consideradas a fibras a 0. Su aspecto ser de hebras.

- Fibras a 90: Se considerarn fibras a 90 aquellas perpendiculares a la

superficie de la pieza. Su aspecto ser de secciones circulares.

- Fibras a 45: Fibras que biseccionan las anteriores. Su aspecto ser elptico.



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Defectos ms comunes ocasionados durante el proceso de fabricacin:

En la resina:

a. Falta de resina:

Porosidad

Falta de compactacin o de presin en autoclave o prdida de vaco en la bolsa

b. Exceso de resina en radios debido a mal ajuste de bolsa de vaco

c. Puenteo en radios hembra y unin de rigidizadores

d. Grado de durado incorrecto:

Quemado, debido a temperatura y/o tiempo de curado excesivo

Insuficiente, debido a temperatura y/o tiempo de curado insuficente

e. Contaminacin de las piezas por inclusin de agentes externos

f. Contaminacin en lnea de adhesivo

En la fibra:

a. Distorsiones, por errores en la colocacin de las telas, ocasionando tensiones

residuales y desviaciones respecto del plano de fabricacin del espesor de la pieza.

Pueden tambin estar debidas a la prdida de simetra en el apilado de fibras,

produciendo ondulaciones en las lminas.

b. Springback, que puede ser debido a un error en el clculo de los tiles, cuyo diseo

no haya tenido en cuenta los distintos coeficientes de expansin trmica entre

material compuesto y material del til.

General:

a. Delaminacin causada por degeneracin de porosidad (si es generada por impacto

no se generar durante la manufactura, sino en el manejo, montaje, etc.)

b. Desviaciones en el espesor de las piezas o marcas debidas a presiones localizadas

y/u orientaciones incorrectas de los tiles

c. Arrugas por mal conformado

d. Roces con herramientas

e. Pisa mal colocado, clavadas en piezas debido al curado conjunto de varios

materiales, de modo que se produce la penetracin de til o material (corcho)

Debe tenerse en cuenta que el hecho de la presencia de un defecto en la pieza no

siempre implica que ste sea inadmisible. Esto depender de la distribucin, cantidad y

magnitud de los mismos, y de la funcin estructural o no del componente.



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3. Resultados de la Inspeccin

3.1.PIEZA 1

Se observa que la pieza no pertenece a superficies aerodinmicas por lo que puede

corresponder a una seccin de herraje o de elemento estructural interno.

Est fabricada a partir de material preimpregnado de cinta de carbono unidireccional.

Teniendo en cuenta el espesor de la pieza, aproximadamente 27 mm, y suponiendo un

espesor medio de lmina de 0,200 mm, se obtiene un laminado de 135 capas, de lo que

se deduce que el componente tiene como requisito funcional alta rigidez. No obstante,

parece tratarse de un sobredimensionamiento en el espesor (nmero de lminas de

material compuesto), lo que conduce a pensar que corresponde al tipo de conformado

denominado como aluminio negro.

Por tanto, el proceso de fabricacin ms probable es el apilado de lminas automtico a

travs de mquinas ATL. La direccin predominante de las lminas es la indicada en el

croquis siguiente.

Los defectos principales apreciables mediante inspeccin visual sern arrugas,

ondulaciones porosidad, delaminaciones, excesos o defectos de resina localizados y

distorsiones en espesor por incorrecta colocacin del laminado de preimpregnado;

siempre en dimensiones del orden del espesor de la lmina.

Ondulaciones de fibra:

Debidas al alabeamiento y gran espesor de la pieza

Arrugas de telas:

Debidas a incorrecta aplicacin de

presin en el conformado,

provocando distorsiones del relieve

Acumulacin de resina y arrugas en

la superficie cara auxiliar:

Debidas a arrugas de la bolsa de vaco

Delaminaciones

Porosidad:

Debidas a arrugas de la bolsa de vaco

Discontinuidad en la resina:

Debida a diferencias de presiones en la compactacin

o por laminacin incorrecta

Delaminaciones en las aristas:

Debidas a posibles golpes durante su

manipulacin, posterior al curado



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3.2. PIEZA 2

Se trata de un rigidizador en T de la aeronave A350.

Se intuye la direccin preferente de las cargas que soportar cada parte del componente

en servicio. Tanto en el alma como en las alas del larguerillo el empilado de lminas se

ha realizado en un plano perpendicular al de la seccin, discurriendo las fibras paralelas

a cada eje longitudinal. En el croquis de la pieza, las fibras del laminado del alma son

verticales, y las de las alas son horizontales. Sin embargo, en la zona de la raz (unin de

alma y alas) se pueden observar dos elementos tambin de fibra de carbono

unidireccional, cuyas fibras discurren perpendiculares al plano de la seccin. Estos

elementos se denominan rovings.

Para la obtencin de este tipo de geometras, ser necesario el empleo de ciertos tiles

que mantengan la perpendicularidad del alma del larguerillo respecto al plano de las

alas. Se aprecia una inclinacin de dicho eje, por lo que es probable que se haya

producido una desviacin de los soportes. Esto ha podido ser provocado por una

incorrecta colocacin de la bolsa de vaco, que quedando muy holgada en una zona,

quedara demasiado tirante en la opuesta. Estas tensiones internas, han podido ser las

causantes de la forma de sombrero mejicano caracterstica de este tipo de defecto.

Se observa una disposicin de lminas intencionada, que generar las variaciones de

espesor deseadas, lo cual muestra que el parmetro fundamental para la consecucin del

espesor requerido en el material una vez curado es el nmero de lminas apiladas en

cada zona.

Acumulacin o restos del dique de corcho:

Debida a la expulsin durante el

curado de parte del adhesivo

quedando fijado a l el corcho

retenedor. En la retirada de los

auxiliares tras el curado, parte de l

ha quedado adherido.

Marcas de los tiles:

Los soportes durante el curado han

podido desplazarse, marcando la

superficie de la pieza

Ondulaciones & forma de intestino en la fibra: Debidas al desplazamiento que ha sufrido el laminado

del alma

Rovings (no es defecto)

Adhesivo

(no es defecto)

Falta de perpendicularidad,

deformacin en la geometra

Delaminaciones o desgaste en las aristas:

Debidas a posibles golpes durante su

manipulacin, posterior al curado

Delaminaciones & Porosidad



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4. ANEXO: Ensayo de Impacto

El dao asociado a cargas de impacto representa la principal limitacin a la utilizacin

de materiales compuestos en aplicaciones aeronuticas, debido a que la pieza puede

haber sido seriamente daada, quedando la superficie de la pieza de material compuesto

sin daos aparentes.

Ante un impacto, la capa ms vulnerable es la de la cara opuesta, pues la capa

superficial que recibe el impacto y todas las capas intermedias pueden transferir la

energa del impacto a la capa contigua siguiente, mientras que la ltima capa queda al aire y, al no poder transmitir la energa del impacto, se parte. La onda de presin que genera el impacto rebota hacia la cara que recibe dicho impacto, perdiendo energa en la

formacin de delaminaciones hacia la cara opuesta. Sin embargo, no tendra ya

suficiente energa para generar una nueva delaminacin en la cara superficial. Ello hace

que generalmente este tipo de delaminaciones sea difcilmente detectables por

inspeccin visual, ya que mientras que la superficie est libre de marcas, la capa

opuesta, en muchos casos inaccesible para una inspeccin, est daada.

En el laboratorio se llev a cabo una demostracin de este fenmeno, en la que se pudo

comprobar a simple vista como, al impactar con un proyectil con una energa

relativamente baja sobre la cara superficial, la cara opuesta quedaba daada en la zona

de impacto.

Una vez impactada la pieza, se inspeccion la zona daada mediante inspeccin

ultrasnica.

La inspeccin de la pieza mediante ultrasonidos se lleva a cabo mediante un palpador, a

travs del cual se puede detectar la profundidad a la que se produce el dao, en una

representacin A-Scan. Una zona no daada presentar en pantalla el eco de salida, que

identifica el comienzo de la pieza y el eco de fondo que posiciona en pantalla el final de

la pieza. La presencia de daos se identifica en pantalla mediante la aparicin de una

brusca reduccin del eco de fondo y por la aparicin de un nuevo eco como

consecuencia de la reflexin de parte de la seal al atravesar las capas delaminadas.

Conocido el espesor total en la zona de inspeccin es posible identificar la profundidad

a la que se presenta el dao.

Es importante conocer la existencia, posicin y magnitud de este tipo de defectos, ya

que provocan grandes prdidas de propiedades mecnicas en el material.



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5. BIBLIOGRAFA

[1] FERNNDEZ, A. [et al.]. Materiales Compuestos, Madrid: Escuela de Ingeniera Aeronutica y del Espacio, Seccin de Publicaciones, Febrero 2013

[2] MARTN, R. [et al.]. Sistemas de Produccin II, Madrid: Escuela de Ingeniera Aeronutica y del Espacio, Seccin de Publicaciones

[3] Norma MIL-hdbk 17 3F, Polymer Matrix Composites, Vo.3, 2002

[4] Michael C. Y. Niu. Composite Airframe Structures Practical Design Information and Data, Hong Kong: Conmilit Press Ltd, 1992. ISBN: 962-7128-06-6

MATERIALES COMPUESTOS

PRACTICA 3 Grado en Ingeniera Aeronutica y del Espacio.

Alumnos:

Eva Mara Andrs Lpez Csar Caldern Saturio Ral Cecilia Matilla Jess Manuel Dvila Gmez Grupo VA_2

Informe sobre una Patente de aplicacin Aeronutica

PATENTE: EP2064050A1/US20090321978A1 Ttulo:

PROCESS FOR MANUFACTURING A PANEL MADE OF A THERMOPLASTIC COMPOSITE

Inventores: Didier Kurtz, Pornic (FR) Stephane Pauchet, Guerande (FR)

David Bouvet, Missillac (FR) Marc Challet, Saint-Nazaire (FR)

Propiedad de la patente: Airbus France, Toulouse (FR)

Referencias: no se incluyen referencias a otras patentes.

PATENTE: EP2064050A1/US20090321978A1 ESTADO DEL ARTE PREVIO A LA INVENCIN

El mtodo tradicional para la fabricacin de paneles (paneles del fuselaje del avin) hechos de fibra de carbono en dos pasos de apilamiento de telas de pre-impregnado y la consolidacin por presin creando vaco y aplicando calor contaba con dos grandes inconvenientes:

Baja calidad superficial de la cara que no queda enfrentada al mrmol (debido a que la superficie de la placa de compactacin queda impresa en la pieza final)

Debido a la presencia de una placa de compactacin situada encima del apilado de capas, la evacuacin de los gases se ve dificultada, quedando un porcentaje de poros en la pieza final en torno al cinco por ciento.

Microporos: Pequeas burbujas de aire que no se evacan durante el proceso de compactacin quedan atrapadas entre las fibras, provocando la disminucin de las propiedades mecnicas.

PATENTE: EP2064050A1/US20090321978A1

OBJETO DE LA PATENTE El objetivo de esta patente es resolver los problemas de porosidad y de calidad superficial del estado del arte previo a la invencin.

Con el fin de resolver estos problemas, se realizar lo siguiente:

Colocacin de films de poliimida entre la superficie de la placa de compactacin y la superficie superior del apilado de capas de fibra pre-impregnadas, para obtener una mejor calidad superficial del panel del fuselaje (con ello se evita el impreso de la superficie de la placa de compactacin en la pieza final). Tambin se colocan estos films entre el apilado y el panel sobre el que se realiza este proceso por la misma razn.

Colocacin de capa de fibra de vidrio debajo del apilado de capas de fibra pre-impregnadas, y encima de la placa de compactacin con el fin de conseguir una mejor evacuacin de los gases. Se debe evitar que se produzca porosidad en la pieza final.

Colocacin de bordes fijadores alrededor del permetro del apilado con el fin de evitar la fluencia de la resina hacia los bordes del panel donde se realiza el proceso. (En el caso de realizar paneles con curvatura simple o doble, este paso no se realiza).

PATENTE: EP2064050A1/US20090321978A1

DESCRIPCIN DE LA INVENCIN Colocacin del panel de mrmol (1) en el que

aparecen una serie de orificios (2) conectados a

una bomba de vaco (4); adems de un conjunto

de resistencias (6).

Posteriormente, se colocar una capa de fibra de

vidrio (8) sobre el panel de mrmol.

A continuacin, se procede a la colocacin de

los films de poliimida (10), tal y como se

observa en la figura 2, permitiendo el

escape de gas por debajo de ellos (16)

durante el proceso de compresin.

Figura 1

Figura 2

PATENTE: EP2064050A1/US20090321978A1

En este paso, se colocar las capas de fibra

pre-impregnada (20). El nmero de capas

depender del espesor que vaya a tener el

panel.

Tambin se colocarn unos bordes fijadores

(22) a lo largo del permetro del apilado.

Colocacin de otro pack de films de poliimida (26) colocados de manera similar al

proceso descrito en la anterior diapositiva,

con el fin de permitir el escape de gases.

Posteriormente se colocar una placa de

compactacin (36) y encima de ella

se volver a colocar otra capa de fibra de vidrio (34).

Figura 3

Figura 4

PATENTE: EP2064050A1/US20090321978A1

Finalmente, se proceder a la colocacin

de la bolsa de vaco (42) y su

correspondiente conjunto de sellado

(44 y 45).

En el caso de realizar un panel con curvatura simple o doble curvatura, el proceso a realizar

es el mismo, con la excepcin del paso de la colocacin de los bordes fijadores.

Figura 6

Figura 5

RECLAMACIONES: Mtodo para fabricar un panel de material compuesto usando un soporte en el que se produce un apilado de capas de fibra pre-impregnada, con su posterior consolidacin usando una placa de compactacin; en la que un primer set de films de poliimida que se cubren unas a otras parcialmente, se encuentra situada entre la placa y el apilado. Est orientado a la produccin de un panel de fuselaje de un avin.

Para conseguirlo se colocan los siguientes elementos: Dos sets de lminas de poliimida solapadas bajo y sobre el apilado de telas.

Dos lminas porosas de fibra de vidrio para evacuar el aire.

Un borde de fijacin a lo largo del permetro, con un espesor ligeramente superior que se deformar una cantidad estudiada con el apilado para regular el espesor final y reducir el gasto del material en los laterales, con surcos para evacuar tambin los gases.

La presin para la compactacin se consigue haciendo el vaco en la bolsa por medio de unos orificios en la superficie de mrmol, que tendr resistencias para regular la temperatura. La superficie de mrmol puede adems tener curvatura si se quiere obtener unos paneles distintos del plano.

PATENTE: EP2064050A1/US20090321978A1

PATENTE: EP2064050A1/US20090321978A1EVALUACIN CRITICA DE LA PATENTE

Uno de los principales inconvenientes del uso de las lminas de poliimida para mejorar la calidad superficial del panel puede ser que al colocarlas queden arrugas que se transfieran al apilado cuando se realice el curado, sobre todo en las zonas donde se solapan y en especial en el conjunto de lminas entre las telas y el mrmol.

Adems el uso de la placa superior para la compactacin puede no resultar beneficiosa, pues en caso desnivel o inclinacin da lugar a una distribucin no deseada de espesores , as como de fibras o resina en diferentes zonas del panel.

PATENTE: EP2064050A1/US20090321978A1

REFERENCIAS

http://www.google.es/patents/US20090321978?hl=es

http://www.google.es/patents/EP2064050A1?cl=en&hl=es

FERNNDEZ, A. [et al.]. Materiales Compuestos, Madrid: Escuela de Ingeniera Aeronutica y del Espacio, Seccin de Publicaciones, Febrero 2013

Informe P3 (VA 2) Andres Calderon Cecilia Davila

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