esacomp antonio

MATERIALES COMPUESTOS Prctica 3: ESAComp

31/03/2012

Antonio Gmez Guzmn N Expediente: 04122

MATERIALES COMPUESTOS

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NDICE1. INTRODUCCIN GENERAL ................................................................................ - 2 2. PROPIEDADES DEL LAMINADO ........................................................................ - 3 2.1. PROPIEDADES DEL MATERIAL ............................................................................ - 3 2.2. SECUENCIA DE APILADO ................................................................................... - 6 2.3. PROPIEDADES MECNICAS................................................................................ - 8 2.4. DEFORMACIONES RESIDUALES DE CURADO...................................................... - 10 3. LAMINADO SIMTRICO Y EQUILIBRADO ....................................................... - 17 3.1. SECUENCIA DE APILADO ................................................................................. - 17 3.2. PROPIEDADES MECNICAS.............................................................................. - 18 3.3. DEFORMACIONES RESIDUALES DE CURADO...................................................... - 20 3.4. RESISTENCIA DEL LAMINADO ........................................................................... - 23 4. ESTUDIO DE LA CARGA DE PANDEO DE UNA PLACA. ................................ - 26 4.1. PLACA RIGIDIZADA.......................................................................................... - 26 4.2 ESTRUCTURA TIPO SNDWICH.......................................................................... - 33 5. ESTUDIO DE LA CARGA PUNTUAL VERTICAL DE UNA PLACA .................. - 35 5.1. PLACA RIGIDIZADA.......................................................................................... - 35 5.2. PLACA DE ALUMINIO ....................................................................................... - 37 6. UNIN MEDIANTE ADHESIVOS ....................................................................... - 40 6.1. MORFOLOGA DE LA UNIN ............................................................................. - 40 6.2. ENSAYO A TRACCIN ...................................................................................... - 42 7. UNIN MEDIANTE REMACHES ....................................................................... - 46 7.1. MORFOLOGA DE LA UNIN ............................................................................. - 47 7.2. ENSAYO A TRACCIN ..................................................................................... - 49 8. RESULTADOS RELEVANTES (HOJA RESUMEN).....-519. BIBLIOGRAFIA .................................................................................................. - 53 ANEXO (MATERIAL AS4/8552)

E. T. S. I. AERONUTICOS

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1. INTRODUCCIN GENERALEl objetivo fundamental de la presente prctica es la familiarizacin con el programa ESAComp v4.1 para el anlisis y diseo de laminados de materiales compuestos y otros tipos de materiales, as como de uniones adhesivas y mecnicas. El desarrollo del programa fue motivado por la Agencia Espacial Europea (ESA/ESTEC) para lograr un software libre para la realizacin de anlisis y diseo de estructuras de material compuesto. Aunque en su origen estuvo orientado hacia el campo aeroespacial, ESAComp se ha convertido en una herramienta de uso general dentro del campo de los composites, tanto a nivel de industria como de investigacin. El desarrollo inicial del programa corri a cargo de la Universidad Tecnolgica de Helsinki merced a un contrato con ESA. La primera versin apareci en 1998. En 2000, los trabajos de desarrollo fueron transpasados a Componeering Inc. quien se encarga de distribuir el programa as como el soporte tcnico del mismo. ESAComp dispone de un amplio conjunto de herramientas de anlisis y diseo para materiales compuestos y otros tipos de estructuras y para anlisis micromecnico, as como anlisis de distintos elementos estructurales como placas, vigas, paneles con rigidizares, uniones adhesivas y mecnicas de una manera muy sencilla. Otro aspecto a tener en cuenta es su compatibilidad con los programas de uso ms extendido de elementos finitos. En el presente informe, se recogen todos los pasos a seguir en la realizacin de los clculos exigidos. A continuacin se detallan por separado dichas partes.


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2. PROPIEDADES DEL LAMINADO2.1. Propiedades del material El material AS4/8552 se trata de una cinta preimpregnada de fibra de carbono con resina epoxi. Gracias a la pgina web de su fabricante (www.hexcel.com) se ha encontrado las siguientes caractersticas (se adjuntan en el Anexo 1): - Espesor de lmina curada: t = 0,130 mm. - Porcentaje en volumen de fibra nominal: Vf = 57,42 %. - Densidad nominal (laminado): = 1,58 g/cm3. - Mdulos elsticos: E1 = 141 GPa, E2 = 10 GPa. - Resistencia a tensin: Xt = 2207 MPa, Yt = 81 MPa. - Resistencia a compresin: Xc = 1531 MPa. - Resistencia a cortante: S = 114 MPa. Posteriormente, este material ser la base para fabricar un laminado de carbono/epoxi, por tanto, se debe definir en el programa. Como se podr observar despus, el programa necesita ms datos de los que la compaa suministra por eso se va comparar esta cinta con alguna parecida de la base de datos de ESAComp para completar todas las caractersticas necesarias. La lmina se caracteriza en Plies, donde se define como transversalmente isotrpico 23. Un material es transversalmente isotrpico cuando su respuesta a una carga aplicada es independiente de la direccin de la carga en un plano, en este caso el plano 23, perpendicular a la direccin de la fibra a 0. Primero de todo se especifica la composicin del material. Luego, para determinar el comportamiento mecnico de la lmina se deben introducir las constantes elsticas del material, los coeficientes de expansin, los valores de tensin y deformacin de fallo y los coeficientes de conductividad trmica. A continuacin se muestran las distintas pantallas del programa donde se observan todas estas caractersticas.


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FUNCIONAMIENTO ESACOMPMen Plies Composicin del material

Comportamiento mecnico y trmico

Constantes elsticas


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MATERIALES COMPUESTOSCoeficientes de expansin trmica

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Tensiones y deformaciones de fallo

Conductividad trmica


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MATERIALES COMPUESTOS 2.2. Secuencia de apilado

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Una vez finalizada la caracterizacin del material AS4/8552 se procede al apilado de las lminas para conseguir la lmina a estudiar. La secuencia de apilado depende de las vocales de los apellidos: a=0, e=90, i=+45, o/u=-45. En este caso para los apellidos Gmez Guzmn corresponde al laminado (-45, 90, -45, 0), a simple vista se observa que es un laminado no simtrico y no equilibrado. Para definirlo en el programa creamos un nuevo laminado, GmezGuzmn. Luego en el men Lay-up se define la secuencia de apilado y en el men Reference environment se concreta la temperatura de curado y el grado de humedad del ambiente. A continuacin se pueden ver las distintas pantallas explicadas anteriormente.

Men del laminado

Men Lay-up


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Men del ambiente de referencia

Ahora en el submen View lay-up se obtiene una figura representativa del laminado y las caractersticas geomtricas del mismo.


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MATERIALES COMPUESTOS 2.3. Propiedades mecnicas

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Para conocer las propiedades mecnicas del laminado el programa ofrece unas grficas de las distintas constantes elsticas frente al ngulo teta. stas se pueden obtener en forma lineal o polar.

Variacin de Ex Ey Gxy xy yx


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Variacin de E, G y en polares

Conviene reparar en la baja resistencia que presenta el material frente a esfuerzos en la direccin , tambin se puede ver que en las direcciones a 0 y 90 no presenta una gran resistencia, mientras que a -45 presenta una gran resistencia. Esto tiene su explicacin en el hecho de que el laminado de trabajo no presenta ninguna lmina segn la orientacin -45, lo que es poco recomendable de cara a situaciones reales de trabajo. Adems, es un laminado no simtrico y no equilibrado, por lo tanto no se puede usar en ninguna estructura.


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MATERIALES COMPUESTOS 2.4. Deformaciones residuales de curado

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Para obtener las deformaciones residuales de curado del laminado GmezGuzmn se debe definir la carga trmica que supone el gradiente de temperatura entre la temperatura de curado (180 C) y la temperatura ambiente (20 C). En el men Laminate load specification del ESAComp podemos aplicarla, pero se observa que el programa no funciona sin cargas externas. Este problema se resuelve fcilmente aplicando una carga Nx=1 N/m despreciable frente a la carga trmica.

Men de cargas

Men de fuerzas y momentos

Men de fuerzas y momentos


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La teora del laminado dice que las deformaciones totales (mecnicas + trmicas) deben ser continuas. Por eso se debern especificar que el programa muestre las distintas deformaciones en ejes globales.

Deformacin total segn el eje x


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Deformacin total segn el eje y


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Distorsin angular (xy)

Como se puede observar el laminado no simtrico produce una distorsin geomtrica muy importante debido a que la deformacin es distinta en cada lmina. Por eso no se usan en la industria ya que la geometra final de la pieza dista bastante de la proyectada inicialmente. Como veremos posteriormente en el caso de un laminado simtrico y equilibrado la distorsin es nula aunque sigue habiendo fuerzas residuales interiore


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La deformacin total en ejes locales es no continua como, se dijo anteriormente. Un ejemplo podra ser la deformacin total segn el eje longitudinal:

Deformacin total segn el eje 1


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Deformacin total segn el eje 2


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Distorsin angular (12)


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3. LAMINADO SIMTRICO Y EQUILIBRADO3.1. Secuencia de apilado El laminado GmezGuzmn, (-45, 90, -45, 0), no es ni simtrico ni equilibrado. Ahora se pretende que lo sea aadiendo las mnimas lminas posibles ya que estos laminados proporcionan unas mejores propiedades. Lo primero ser hacerlo equilibrado, para ello se aadirn dos lminas de +45. Estas dos lminas nuevas, se pondrn antes de la primera de -45 y entre la de 90 y 45, ya que as conseguiremos que los trminos y sean nulos, consiguiendo as que no haya acoplamiento flexin-torsin, quedando el siguiente laminado: (+45, 45, 90, 45, -45,0). Sin embargo, este laminado no es simtrico, por ello, para conseguirlo se hace lo siguiente: (+45, -45, 90, 45, -45, )s donde se han aadido siete lminas pero se ha minimizado el acoplamiento flexin-torsin, y se ha conseguido un laminado equilibrado y simtrico. Procediendo de la misma manera que en el bloque anterior definimos un nuevo laminado, GmezGuzmnSimEq, que se muestra a continuacin.


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MATERIALES COMPUESTOS 3.2. Propiedades mecnicas

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A continuacin, se procede a comprobar la mejora esperada de las propiedades mecnicas, con las mismas grficas que antes, a fin de poder compararlas.

Variacin de Ex Ey Gxy xy yx


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Variacin de E, G y con la direccin en polares

Se puede concluir que el mdulo elstico ha aumentado en la direccin 45 (mucho, ya que no haba ninguna lmina anteriormente). Tambin ha aumentado levemente en la direccin de 90 y 0, pero no tanto como en el caso de 45. Por ltimo, decir, que en la direccin de -45, se mantiene igual que en el caso anterior. En cuanto al mdulo de Poisson se ha producido una reduccin ms apreciable. La diferencia ms recalcable es la uniformidad de todas las propiedades al movernos por todas las direcciones. Eso se consigue gracias a la configuracin cuasiistropa, (0, +/- 45 , 90), que proporciona una resistencia igual en todas las direcciones y una rigidez similar a la del aluminio. Sin embargo, en este caso, hay muchas lminas en las direcciones de +/-45 y muy pocas a 0 y 90, por lo que no hay uniformidad como en el caso cuasi-istropo. Es decir, si hubiese una lmina a 0, otra lmina a 45, otra a -45 y otra a 90, tendra que darnos una polar similar a un crculo, viendo que las propiedades son uniformes totalmente.


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MATERIALES COMPUESTOS 3.3. Deformaciones residuales de curado

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Las deformaciones residuales de curado del laminado GmezGuzmnSimEq se obtienen procediendo de igual manera que en el bloque anterior. Se considera la misma temperatura de curado (180 C) y la misma temperatura ambiente (20 C). Se debe recordar que el programa no admite slo cargas trmicas con lo que hay que aplicar una carga Nx=1 N/m despreciable frente al efecto trmico.

Deformacin total segn el eje x


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Deformacin total segn el eje y


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MATERIALES COMPUESTOSDistorsin angular (xy)

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Las deformaciones totales en ejes globales son continuas, como era de esperar, y adems son iguales en todas las lminas. Pero la principal diferencia radica en que la distorsin angular de este laminado es nula, es decir, la pieza no se distorsiona durante el enfriamiento y as facilita el diseo. Por esa razn es tan importante fabricar con laminados simtricos y equilibrados.


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MATERIALES COMPUESTOS 3.4. Resistencia del laminado

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Cada material tiene una resistencia de fallo determinada que depende de la direccin del esfuerzo aplicado. Los materiales compuestos no son menos y por eso existen distintos criterios de fallo para analizar la resistencia de la pieza en cualquier situacin.

Primero de todo recordar que en la industria aeronutica de considera fallo cuando una sola de las lminas del laminado rompe. Entonces en todos los clculos posteriores ese ser la regla a seguir.

A continuacin vamos a analizar la resistencia del laminado empleando los criterios de mxima deformacin, mximo esfuerzo y el de Tsai-Hill. El objetivo principal es poder comparar las envolventes suministradas por cada uno de ellos.

Se han seleccionado tres envolventes caractersticas: Ny frente Nx, My frente Mx y Nxy frente Mxy. En todos los casos, el criterio Tsai-Hill es siempre el ms restrictivo, ya que su envolvente es la ms pequea. Entre el de mxima deformacin y el de mximo esfuerzo, normalmente, es ligeramente ms optimista el primero.

Ny frente Nx


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My frente Mx


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Mxy frente Nxy


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4. ESTUDIO DE LA CARGA DE PANDEO DE UNA PLACA.En esta parte se desea construir una placa plana de 1m x 1m con el laminado simtrico equilibrado, anteriormente estudiado, para estudiar su comportamiento al pandeo en carga uniaxial, al menos hasta 4000 microdeformaciones. Para ello, se definirn los rigidizadores necesarios y posteriormente se compara con una estructura sndwich. 4.1. Placa rigidizada Primeramente, se define en Plates, la placa en cuestin de las dimensiones y las condiciones de contorno deseadas. En este caso, para la realizacin del ensayo se escoger una placa simplemente apoyada por los cuatro contornos (supported S). A continuacin se debe de definir el estado de solicitacin correspondiente. Como no se especifica ningn valor para la carga se ha tomado 5000 N/m con valor negativo ya que el pandeo se produce bajo cargas a compresin.

Men Plates


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Men de Cargas

Carga de pandeo


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Una vez definida la placa y el estado de solicitacin y se puede proceder a la simulacin del ensayo, mediante el men Analyze In-plane load.

Men Analyze In-plane load


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Resultados de la simulacin

Observando los datos siguientes, facilitados por la simulacin, se comprueba que en los datos referentes al margen de seguridad frente a pandeo se est muy por encima de los valores que lo evitan: MoS_buckling=-87%. Eso indica que es el redimensionamiento de la placa mediante la incorporacin de elementos rigidizadores como, por ejemplo, larguerillos.


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A la hora de definir los larguerillo se debe disponer de un laminado para fabricarlos. Dado que sus principales actuaciones sern en su direccin longitudinal se deber construir con un laminado fuertemente unidireccional, cuya secuencia es la siguiente: (+45 -45, 02)s .

Despus se procede a definir la morfologa y la disposicin de los larguerillos a lo largo de la placa. Se ha decidido utilizar larguerillos en forma de T de 50mm situados simtricamente a lo largo de la placa. Primeramente se hace una primera prueba con 10 rigidizadores:Men Placa con rigidizadores


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Men Placa con rigidizadores

Resultado de la simulacin

Como se puede ver, las microdeformaciones slo son de 3759


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Se aumenta el nmero de rigidizadores a 11

Y se vuelve a simular el ensayo a pandeo, obteniendo los siguientes resultados:

En esta ocasin ya se cumplen todos los requisitos pedidos (4000 microdeformaciones) con bastante holgura, dando un margen de seguridad del 5068 % y 5123 microdeformaciones.


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MATERIALES COMPUESTOS 4.2 Estructura tipo sndwich

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En este apartado crearemos un laminado tipo sndwich con lminas de nuestra cinta preimpregnada a ambos lados del mismo. Cabe destacar que para efectuar el laminado sndwich, primeramente, se debe recurrir a la base de datos de ESAComp para importar un material de esta familia. El material elegido ha sido el Kevlra HRH-49-1/4-2.1. La morfologa del laminado de trabajo tipo sndwich ser la misma que el laminado simtrico equilibrado, GmezGuzmnSimEq, estudiado anteriormente, cambiando la lmina central a 0 por el material sndwich. El nuevo laminado se llamar GmezGuzmnSimEqSandwich

A la lmina de material tipo sndwich se le ha dado un espesor arbitrario de 25 mm, la mitad de la anchura de los rigidizadores anteriores El espesor se ha elegido de manera que aguante al menos las 4000 microdeformaciones sin pandear. Para poder comparar con la estructura anterior, se procede a definir una placa de las mismas dimensiones y condiciones de contorno con el laminado sndwich. Posteriormente se ensaya con la misma carga de pandeo para poder comparar entre las dos soluciones.


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Como se puede observar en los datos que se adjuntan a continuacin, los resultados obtenidos son muy similares entre una estructura y otra. En este caso se obtiene un margen de seguridad al pandeo de 5356 % y 8502 microdeformaciones. A la vista de lo anterior se puede decir que la estructura tipo sndwich es mejor que la anterior ya que da unos resultados mejores con la mitad de espesor total.


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5. ESTUDIO DE LA CARGA PUNTUAL VERTICAL DE UNA PLACAAhora para esa placa de 1m x 1m, supuesta simplemente apoyada en los cuatro lados, se va a obtener la mxima carga puntual vertical que es capaz de soportar, situada en el centro de la misma. Luego se comparar con la que soporte una placa de aluminio de igual espesor. 5.1. Placa rigidizada Primero se debe tener en cuenta que los laminados de materiales compuestos no estn diseados para trabajar bajo este tipo de solicitaciones y por tanto es de esperar que se soporten cargas muy moderadas. Como se ha dicho anteriormente este ensayo se llevar a cabo con una carga puntual vertical en el centro de la placa. Entonces, inicialmente, se define este estado de carga en el men Plate loads, con el nombre de carga_puntual.

Men Plate loads

Para conseguir la carga mxima se fue probando iterativamente con distintos valores, hasta conseguir el valor de 0.456 kN. Los resultados de la simulacin del ensayo para dicha carga son:


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Como se observa en los datos de la simulacin la placa an se encuentra dentro de los mrgenes de seguridad, aunque ste sea muy pequeo. Por eso diremos que la carga mxima anterior es la frontera, por encima de dicha carga la placa rompera. Tambin se puede ver que la colocacin de los larguerillos condiciona los esfuerzos que sufren algunas partes de la placa en estudio.


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MATERIALES COMPUESTOS 5.2. Placa de aluminio

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Para disear la placa de aluminio necesitamos importar de la base de datos de ESAComp una aleacin de aluminio. En este caso se ha escogido la aleacin ligera 7075-T6 muy utilizada en la industria aeronutica. Seguidamente se proyecta una placa de idnticas dimensiones y espesor con la aleacin anterior. Cabe destacar que sta no dispone de elementos rigidizadores. Posteriormente se somete la placa anterior a la simulacin del ensayo con la carga mxima anteriormente hallada, siendo los resultados obtenidos los que siguen:



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Se fue probando hasta que el porcentaje fuese prximo a 0%. Obtenindose una carga de 0.57 kN.


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La placa equivalente a la anterior de alumino se ha realizado con una aleacin 7075 con un tratamiento trmico T6, muy utilizada en la industria aeronutica. El tamao en planta es de 1m x 1m y el espesor es de 1.43 mm. La carga que soporta es de 0.57 KN, un 50% superior a la equivalente de material compuesto. Sin embargo esto se suple con la menor densidad del material compuesto que hace que la resistencia especfica del mismo sea superior a la del aluminio.


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6. UNIN MEDIANTE ADHESIVOSEn esta parte de quiere unir el laminado simtrico equilibrado GmezGuzmnSimEq, estudiado anteriormente, con otro idntico mediante adhesivo. Para ello se definir la morfologa de la unin, as como, la resistencia y la distribucin de esfuerzos del adhesivo utilizado. 6.1. Morfologa de la unin Antes de nada, recordar que la orientacin preferida para la lmina en contacto con el adhesivo es 0, o en su defecto, tambin es aceptable +/- 45. Pero nunca debe ser de 90 ya que producira fallo prematuro por delaminacin. El laminado simtrico equilibrado, usado en toda la prctica, tiene la siguiente secuencia de apilado (+45, -45, 90, 45, -45, )s. A continuacin se puede observar el laminado GmezGuzmnSimEqAdhesivo que se va a usar para llevar a cabo esta unin:


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Debido al espesor del laminado (1,43 mm), no es posible unir a solape simple dos laminados, aun anulando el momento flector originado por la excentricidad de la lnea de carga. Por eso se ha escogido la siguiente opcin una especie de solape doble (Single strap). Antes de definir la unin en el men Bonded joints se debe importar un adhesivo epoxy de la base de datos del programa. En este caso se ha escogido uno de la casa Hysol, en concreto, el adhesivo Hysol EA 934 NA. Al respecto de la longitud de solape, la norma recomienda que sea al menos treinta veces el espesor, por tanto se ha elegido un solape de 43 mm. Con todo eso ya se puede disear la unin en las ventanas que se muestran seguidamente.

Men Bonded joint


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Men Single strap joint

6.2. Ensayo a traccin Para conocer la resistencia y la distribucin de esfuerzos del adhesivo se va a realizar un ensayo a traccin con una carga arbitraria, posteriormente, se va a calcular la resistencia ltima del adhesivo antes del fallo. El primer paso es definir los restantes datos geomtricos de la unin, as como, las condiciones de contorno y la carga aplicada, en este caso, de 10 kN/m. Ntese que en ningn momento el programa solicita informacin acerca de la anchura de las placas a unir, y adems la carga es por unidad de longitud. De eso se deduce que el anlisis se lleva a cabo por unidad de anchura.


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Men condiciones de contorno

Men especificacin carga traccin


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A continuacin se pueden ver los resultados facilitados por la simulacin del ensayo para una fuerza a traccin arbitraria:



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En el grfico derecho se observa la distribucin de esfuerzos a lo largo de la longitud de solape (x). Remarcar que slo se representa la mitad de la unin debido a que sta es simtrica. En color rojo se ha dibujado la distribucin del esfuerzo cortante, y en color verde, la distribucin del esfuerzo normal (esfuerzo de pelado). Las uniones adhesivas se estudian mediante la teora de Volkorsen. sa slo tiene en cuenta los esfuerzos cortantes y dice que stos tendrn forma de coseno hiperblico a lo largo de la longitud de solape, alcanzando sus mximos y mnimos en los extremos y en el centro, respectivamente. En este caso, la unin cumple con la teora y el esfuerzo cortante mximo es de 5.39 MPa. Los esfuerzos de pelado, no considerados en las hiptesis de Volkorsen, aparecen debido a variaciones bruscas de esfuerzos cortantes y garantizan el equilibrio local. Adems se aprecia que tales esfuerzos son superiores, en los extremos, a los cortantes para los cuales ha sido diseada la unin. En este ejemplo, el mximo esfuerzo de pelado es de 9.52 MPa En definitiva, se puede concluir que para una fuerza de 10 kN/m la unin no falla. Tiene un margen de seguridad del 277% aunque los esfuerzos de pelado son superiores a los cortantes. Entonces, al aumentar la carga el fallo ser por pelado. A continuacin, se quiere conocer la carga ltima que es capaz de soportar la unin antes de producirse el fallo. Hay que tener en cuenta que no se va a considerar ningn margen de seguridad con lo que esta carga nunca podra ser la de servicio de la unin en estudio. Los resultados que se adjuntan son para una carga a traccin uniforme de 37.5 kN/m. Se aprecia que el margen de seguridad al fallo es de 1%. Entonces sta es la carga ltima de la unin. En este caso la unin rompera por fallo de pelado ya que el esfuerzo normal mximo cuasi dobla al esfuerzo tangencial mximo.


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7. UNIN MEDIANTE REMACHES7.1. Morfologa de la unin En este ltimo apartado se quiere estudiar la unin de dos laminados mediante remaches. Posteriormente se analizar si el laminado GmezGuzmnSimEq debe modificarse ligeramente para este tipo de uniones. Lo primero para definir la unin mecnica, es determinar sus parmetros de diseo, recurriendo a las normas que nos indican las condiciones geomtricas que debe cumplir una unin a remaches para evitar los principales modos de fallo, y en el caso de que ste se produzca, tienda a ser por compresin local. As pues, para evitar el modo de fallo por vstago (bolt failure) es necesario el dimetro del remache (d) sea entre una y dos veces el espesor del laminado (t) a unir. En este caso el espesor es de 1,95 mm, entonces los remaches tendrn un dimetro de 3 mm. Otro modo de fallo del remache es el bolt pulling through laminate, es decir, la cabeza del remache atraviesa el laminado. ste es muy fcil de solucionar solo se debe aumentar el ngulo de avellanado hasta 120. El laminado puede fallar en tensin neta (tension failure) o en compresin local (bearin failure), como se ha dicho anteriormente, interesa que el fallo se produzca por bearing. Eso se consigue con el parmetro d/w = 0,25, siendo w la separacin transversal entre remaches de una misma fila. En el ejemplo estudiado se tendr una w de 12 mm para evitar el tension failure. Para proteger la unin del fallo por desgarro (shearout failure) es necesario cumplir dos condiciones: El contenido en fibras a 0, la direccin de la carga, debe ser inferior al 50%. Y adems se debe tener un mnimo del 20% de las fibras todas las direcciones. Debido a esto, se tiene que optar por otro laminado:

Lminas a 0 = 20% Lminas a 90 = 26.66% Lminas a 45 = 53.33%

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La distancia de una fila transversal de remaches al borde debe ser mayor de 3 dimetros. Se decide que sea de cuatro dimetros, luego el parmetro e1 del programa ser 12 mm.


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Ya por ltimo, para evitar el modo de fallo esquina (cleavage-tension failure) se considera que la distancia a las mismas es superior a tres dimetros. Por eso, en este ejemplo, tambin se ha escogido una distancia de 12 mm. Se considera que los remaches son infinitamente rgidos, y teniendo en cuenta que los dos laminados son igualmente rgidos, se deduce que la carga ser absorbida por la primera y la ltima fila de remaches. Entonces, al tener en cuenta estas consideraciones, bastar con colocar dos filas. La separacin entre filas debe ser la mnima para que la concentracin de tensin que aparece en un taladro no interfiera en el taladro siguiente. Por eso se elige una distancia de cuatro dimetros, o sea, 12 mm. El programa tambin permite elegir el material de los remaches, en este caso se ha decidido usar un acero convencional como es el acero A286 cuyas propiedades se puede observar en el men de la unin que se adjunta a continuacin. Teniendo en cuenta todo lo explicado anteriormente y que se supone que se van a unir dos placas de 1m x 1m, como en algn apartado anterior, se puede disear la unin en programa en el men Mechanical joints. Antes de proceder a definir la unin en el ESAComp, se decide contabilizar el nmero de remaches necesarios para llevar a cabo la unin. Este clculo no sera necesario ya que el programa lo calcula en su simulacin, aunque no lo facilita, por eso es interesante calcularlo. Si N es el nmero de remaches por fila, N

1000 3x12 80mm , sern 12

necesarios 240 remaches para llevar a cabo la unin en la realidad.Men Mechanical joint


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MATERIALES COMPUESTOS 7.2. Ensayo a traccin

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Una vez definida la unin remachada se proceder a una simulacin de un ensayo a traccin. Con el propsito de poder comparar la unin mecnica mediante remaches con la unin adhesiva, estudiada anteriormente, se decide hacer el ensayo con la misma carga arbitraria de 10 kN/m. Cabe destacar que en este caso, el estudio no se realiza por unidad de anchura ya que la unin de define para unas placa determinadas. A continuacin se adjunta la ventana en la cual se escoge la carga aplicada en la realizacin del ensayo as como los resultados que interesa saber.

Men especificacin carga traccin


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Cambiando la carga se obtuvo que, la mxima admisible ser 4.5kN/m


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Los resultados obtenidos por la simulacin del ensayo a traccin mediante una carga uniforme son:


Como se observa en los resultados de la simulacin las dos filas de remaches comparten la carga aplicada por igual. Tambin se puede ver que est unin no soportara dicha carga y rompera aunque lo hara por bearing. Eso es interesante ya que es un modo de fallo que se puede detectar a simple vista. Con todo esto se puede concluir que, en este caso, la unin adhesiva proporciona mejores resultados que la unin mecnica mediante remaches.


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8. RESULTADOS RELEVANTESLaminado original (espesor 0.52 mm) Laminado simtrico y equilibrado (espesor 1.43 mm)

Resistencia laminado simtrico y equilibrado

Nmero de rigidizadores para evitar el pandeo con el nuevo laminado: 11. Soporta 5123 microdeformaciones mientras que la estructura sndwich soporta 8502 microdeformaciones. Resistencia de una placa del laminado a carga puntual: 0.456 KN Resistencia de la placa de aluminio equivalente: 0.57 KN

Resistencia de la unin adhesiva: 37.5 kN/m Resistencia de la unin remachada: 4.5 kN/m


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9. BIBLIOGRAFIA J.A.Gemes/P.Muoz-Esquer/J.M.Menndez Apuntes de Compuestos. Publicaciones E.T.S.I. Aeronuticos. Febrero 2009 http://www.hexcel.com Antonio Miravete Materiales Compuestos Tomo I y II MIL-HDBK-17-F3 Materiales


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ANEXO I


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