Proyecto de Grado

Caracterización de Materiales Compuestos con Matriz de Resina Epóxica

Reforzada con Fibras de Carbono y Aramida

Presentado por:

Santiago Piñeiro Sánchez

Código: 200320803

Profesor Asesor:

Alejandro Marañón León PhD

Facultad de Ingeniería

Departamento de Ingeniería Mecánica

Bogotá, Colombia

Enero de 2009

II

RESUMEN

En este proyecto se utilizo el método de bolsa de vacio para producir materiales compuestos con matriz de resina epóxica reforzada con fibras de carbono en forma de tela bidireccional y con fibras de carbono y kevlar mezcladas en una tela híbrida. Se utilizo el método de diseño robusto de Taguchi para definir los experimentos a realizar que permitieron cuantificar la influencia de los diferentes parámetros de manufactura de los compuestos. Los parámetros son: material de refuerzo, orientación de las fibras, temperatura de poscurado y tiempo de poscurado. Se caracterizaron las propiedades a flexión y a impacto bajo tensión de los materiales. Se logro identificar la influencia de cada uno de estos parámetros, lo cual permitió definir los parámetros de fabricación óptimos de cada material según sea la necesidad. En el caso de resistencia a la flexión el parámetro más importante es el material de refuerzo, siendo el carbono el mejor. Para el caso de la resistencia al impacto a tensión, el parámetro más influyente es la orientación de las fibras, favoreciendo la orientación en donde se tiene la mayor cantidad de fibras en el sentido de la carga. En ambos casos los mejores resultados se obtienen al curar el compuesto a la mayor temperatura posible.

III

TABLA DE CONTENIDOS

RESUMEN .............................................................................................................. II

TABLA DE CONTENIDOS ..................................................................................... III

LISTADO DE ILUSTRACIONES ............................................................................. V

LISTADO DE TABLAS .......................................................................................... VII

LISTADO DE ECUACIONES ............................................................................... VIII

1 Introducción ...................................................................................................... 1

2 Objetivos ........................................................................................................... 2

2.1 Objetivos Principales ..................................................................................... 2

2.2 Objetivos Específicos .................................................................................... 2

3 Marco Teórico ................................................................................................... 3

3.1 Materiales Compuestos ................................................................................. 3

3.1.1 Clasificación ............................................................................................... 3

3.2 Compuestos Fibra-Matriz, .............................................................................. 4

3.2.1 Tipos de Fibras .......................................................................................... 5

3.2.1.1 Fibras de Aramida ................................................................................... 5

3.2.1.2 Fibras de Carbono .................................................................................. 6

3.2.2 Tipos de Resinas ....................................................................................... 8

3.2.3 Métodos de Manufactura ............................................................................ 9

4 Desarrollo del Proyecto................................................................................... 11

4.1 Análisis de la Resina Epóxica...................................................................... 12

4.1.1 Curado de la Resina................................................................................. 12

4.1.2 Poscurado de la Resina Epóxica ............................................................. 14

4.2 Modificaciones al Sistema Existente ........................................................... 15

4.3 Diseño del Experimento .............................................................................. 16

4.4 Elaboración de Paneles ............................................................................... 18

4.4.1 Proceso de Manufactura .......................................................................... 19

4.5 Caracterización de Propiedades Mecánicas ............................................... 21

4.5.1 Pruebas de Tensión ................................................................................. 21

4.5.2 Pruebas de Flexión .................................................................................. 22

IV

4.5.2.1 Comentarios .......................................................................................... 25

4.5.3 Pruebas de Impacto a Tensión ................................................................ 28

4.5.3.1 Comentarios .......................................................................................... 29

4.6 Análisis de Resultados ................................................................................ 31

4.6.1 Parámetros de Manufactura (Taguchi) ..................................................... 31

4.6.1.1 Análisis de Resistencia a la Flexión ...................................................... 31

4.6.1.2 Análisis de Energía de Ruptura al Impacto a Tensión .......................... 33

4.6.2 Análisis General ....................................................................................... 35

5 Conclusiones .................................................................................................. 38

6 Bibliografía ...................................................................................................... 39

ANEXO 1 ............................................................................................................... 41

ANEXO 2 ............................................................................................................... 43

ANEXO 3 ............................................................................................................... 46

ANEXO 4 ............................................................................................................... 47

ANEXO 5 ............................................................................................................... 48

ANEXO 6 ............................................................................................................... 49

ANEXO 7 ............................................................................................................... 50

V

LISTADO DE ILUSTRACIONES

Ilustración 1 - Montaje de Bolsa de Vacio ............................................................. 10

Ilustración 2 - Curva de curado de 125 g de resina epóxica ................................. 12

Ilustración 3 - Curado de resina epóxica a diferentes temperaturas ..................... 13

Ilustración 4 - Resina epóxica curada a 50°C ....................................................... 14

Ilustración 5 - Resina epóxica curada a 30°C ....................................................... 14

Ilustración 6 - Resina epóxica curada a 40°C ....................................................... 14

Ilustración 7 - Pieza sometida a 200°C ................................................................. 15

Ilustración 8 - Sistema Modificado ......................................................................... 16

Ilustración 9 - Distribución de probetas en el panel ............................................... 18

Ilustración 10 - Detalle probetas de Impacto ......................................................... 19

Ilustración 11 - Probeta de tela de carbono a tensión ........................................... 21

Ilustración 12 - Probeta de tela hibrida a tensión .................................................. 21

Ilustración 13 - Esfuerzo vs. Deformación para Tensión ....................................... 21

Ilustración 14 - Resistencia a la Flexión ................................................................ 24

Ilustración 15 - Modulo de Flexión ......................................................................... 24

Ilustración 16 - Elongación a la Fractura ............................................................... 25

Ilustración 17 - Fractura de Probeta de Carbono a Flexión ................................... 26

Ilustración 18 - Falla Típica de Probeta de Carbono a Flexión .............................. 26

Ilustración 19 - Falla Típica de Probeta Híbrida a Flexión ..................................... 27

Ilustración 20 - Energía de Ruptura ....................................................................... 29

Ilustración 21 - Falla Típica de Probeta de Carbono a [0/90/0/90]; a Impacto ....... 30

Ilustración 22 - Falla Típica de Probeta de Carbono a [-45/0/45/90]; a Impacto.... 30

Ilustración 23 - Falla Típica de Probeta Híbrida a [0/90/0/90]; a Impacto .............. 30

Ilustración 24 - Falla Típica de Probeta Híbrida a [-45/0/45/90]; a Impacto ........... 30

VI

Ilustración 25 - Promedios de S/R para Flexión .................................................... 32

Ilustración 26 - Promedios de S/R para flexión (carbono) ..................................... 33

Ilustración 27 - Promedios de S/R para flexión (híbrido) ....................................... 33

Ilustración 28 - Promedios de S/R para Impacto ................................................... 33

Ilustración 29 - Promedios de S/R para Impacto Orientación: [0/90/0/90] ............ 34

Ilustración 30 - Promedios de S/R para Impacto Orientación: [-45/0/45/90] .......... 34

Ilustración 31 - Resistencia a la Flexión por Material ............................................ 35

Ilustración 32 - Resistencia a la Flexión por Material y Orientación ...................... 36

Ilustración 33 - Modulo de Flexión por Material y Orientación ............................... 36

Ilustración 34 - Energía de Ruptura por Orientación ............................................. 37

Ilustración 35 - Energía de Ruptura por Material y Orientación ............................. 37

VII

LISTADO DE TABLAS

Tabla 1 - Definición de Parámetros y Niveles para los Experimentos ................... 17

Tabla 2 - Experimentos a Realizar ........................................................................ 17

Tabla 3 - Resistencia a la Flexión por Material...................................................... 35

Tabla 4 - Energía de Ruptura por Orientación....................................................... 37

VIII

LISTADO DE ECUACIONES

Ecuación 1 – Designación de Laminados ............................................................... 4

Ecuación 2 - Esfuerzo máximo en prueba de flexión ............................................ 22

Ecuación 3 - Esfuerzo máximo corregido .............................................................. 23

Ecuación 4 - Deformación en las fibras externas .................................................. 23

Ecuación 5 – Energía de ruptura ........................................................................... 28

Ecuación 6 – Razón Señal / Ruido ........................................................................ 31

1

1 Introducción

El desarrollo tecnológico conlleva a mejoras en los procesos de manufactura, en el caso de los materiales compuestos esto ha permitido fabricarlos a mayor escala y con menores costos, lo que amplía su campo de aplicación. Ya no solo se utilizan en aplicaciones de alto desempeño, donde el costo no es un factor determinante, sino que están empezando a incursionar en el terreno de los materiales tradicionales como los metales. Adicionalmente la investigación tanto teórica como practica ha llevado a encontrar materiales con propiedades excepcionales que ningún material tradicional posee, también se puede lograr, con un material compuesto, una combinación de propiedades imposible de alcanzar con un solo material.

A medida que bajen los costos de los materiales compuestos de alto desempeño, como es la tendencia mundial, podremos utilizarlos en aplicaciones de ingeniería donde antes los metales eran la regla general. Al hacer este cambio incrementaremos el rendimiento y las prestaciones de nuestras piezas y maquina-rias. Es por esto que es necesario empezar a generar un conocimiento de las propiedades que estos materiales pueden alcanzar, sobre todo en un país como Colombia donde el conocimiento de estos materiales compuestos de alto desem-peño es muy reducido.

En este proyecto se utiliza un sistema de bolsa de vacio diseñado y fabricado en la Universidad de los Andes, para la fabricación de materiales compuestos con matriz de resina epóxica reforzada con fibras de carbono y kevlar. Todas las materias primas son de consecución a nivel nacional por lo que el conocimiento generado puede ser utilizado por cualquier persona interesada en desarrollar materiales compuestos de alto desempeño a nivel nacional y así poder incursionar en un campo prácticamente virgen en Colombia.

Las fibras de carbono han sido, durante los últimos años, el refuerzo preferido para los compuestos de alto desempeño que requieren de una resistencia excelente con el menor peso posible. Es por esto que los encontramos tanto en satélites fuera de órbita como en los automóviles de más alto desempeño. Las fibras de aramida (kevlar) son las preferidas para las aplicaciones balísticas donde gracias a su capacidad de absorber energía son ideales para detener proyectiles.

Como se menciono anteriormente, una de las cualidades más interesantes de los materiales compuestos es la posibilidad de obtener una combinación de propiedades única, por esta razón, además de analizar compuestos con fibras de carbono, se analizaran también compuestos reforzados con una mezcla de fibras de carbono y kevlar. Se busca obtener un material con la resistencia mecánica de

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las fibras de carbono y la resistencia al impacto de las fibras de kevlar. Un material con estas características podría ser de bastante utilidad en Colombia, por ejemplo imaginémonos un helicóptero con hélices blindadas (gracias al kevlar) con la resistencia mecánica y el peso del carbono.

Una vez diseñado el proceso de manufactura de los compuestos en mención se procedió a caracterizar algunas de sus propiedades mecánicas, para así identificar los parámetros óptimos de fabricación. Una vez identificados estos parámetros óptimos se puede empezar a buscar aplicaciones específicas de estos materiales, para así generar nuevos productos o modificaciones importantes a productos existentes en el mercado.

2 Objetivos

2.1 Objetivos Principales

· Producir paneles de material compuesto de fibras de carbono y aramida con matriz de resina epóxica.

· Caracterizar las propiedades mecánicas de los materiales producidos.

2.2 Objetivos Específicos

· Diseñar el proceso de curado de un material compuesto con base de resina epóxica reforzada con fibras de carbono y aramida.

· Adaptar el sistema de bolsa de vacio disponible en la Universidad, fabricado por Juan F. Baquero en su proyecto de grado(1), para la producción del material propuesto.

· Producir diferentes paneles del material propuesto variando los parámetros de fabricación.

· Caracterizar las propiedades mecánicas de los paneles producidos según los procedimientos recomendados en las siguientes normas:

§ Tensión: ASTM D3039 (2)

§ Flexión: ASTM D0790 (3)

§ Impacto a Tensión: ASTM D1822 (4)

· Identificar los parámetros óptimos de fabricación de los paneles utilizando el método de la bolsa de vacio.

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3 Marco Teórico

3.1 Materiales Compuestos

Según Schwartz1, un material compuesto es una mezcla o combinación de dos o más macro-constituyentes que difieren en su forma y/o composición química y que son esencialmente insolubles entre sí. Las posibles mezclas de diferentes materiales pueden llegar a ser infinitas, sin embargo las formas de los constituyentes son más limitadas. Podemos definir dos tipos de constituyentes, los estructurales y los de cuerpo, los primeros son los que determinan la estructura interna del compuesto, los segundos son los que encierran el compuesto y le dan la forma final.

Los constituyentes estructurales más comunes son: fibras, partículas, láminas o capas, hojuelas y rellenos (en ingles fillers). El constituyente de cuerpo es más conocido como matriz. Los materiales compuestos más comunes son aquellos formados por un constituyente estructural embebido en una matriz y son precisamente los cuales deseamos investigar.

3.1.1 Clasificación

Existen diversas formas de clasificar los materiales compuestos, en esta oportunidad se mencionara una de ellas propuesta por Schwartz(5). La siguiente clasificación está basada en la forma de los constituyentes estructurales, resultando en cinco clases de compuestos:

· Compuestos de fibras · Compuestos de hojuelas · Compuestos de partículas · Compuestos de rellenos · Compuestos de laminas

Los anteriores tipos de compuestos tienen además una matriz (aunque también los hay sin matriz), a excepción de los compuestos laminares que están formados por diferentes capas agrupadas una sobre otra con un agente cohesionador entre capa y capa.

Según Gürdal et al2 los materiales compuestos reforzados con fibras son los más comunes en el mercado. Las fibras en estos compuestos son generalmente muy resistentes y rígidas por lo que son las que soportan las cargas. La matriz

1 SCHWARTZ, M. M. Composite Materials Handbook. United States of America : McGraw-Hill, 1984. Pags. 1.2 - 1.7. 2 GÜRDAL, Z., HAFTKA, R. T. y HAJELA, P. Design and Optimization of Laminated Composite Materials. New York, USA : John Wiley & Sons, 1999. Pags. 7 – 8.

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mantiene unidas las fibras y sirve para redistribuir las cargas en caso de que alguna fibra se rompa, por esta razón estos compuestos pueden llegar a ser más resistentes que los constituyentes por si solos.

Los materiales compuestos laminados son de especial interés ya que las capas en sí pueden ser también materiales compuestos, como en el caso en estudio, donde tenemos capas de tejidos de fibras de carbono y aramida impregnados con una resina epóxica que actúa como matriz. Sin embargo en nuestro caso no podemos considerar nuestro material puramente laminado pues la resina no está únicamente en la interface entre capa y capa sino que impregna todas las fibras, por lo que también es adecuado considerar que es un material compuesto de fibras embebidas en una matriz polimérica.

Los materiales compuestos laminados tienen una designación de acuerdo al ángulo de orientación de cada capa con respecto a un eje de referencia. Así un laminado de ‘n’ capas se designa de la siguiente manera:

[ θ1 / θ2 / θ3 /… / θn ] Ecuación 1 – Designación de Laminados

En la ecuación anterior, θn corresponde al ángulo de orientación de la enésima capa con respecto al eje de referencia predeterminado.

3.2 Compuestos Fibra-Matriz3,4

Como se dio a entender en la sección anterior, nos centraremos en los compuestos de fibras embebidos en una matriz. Los factores que más influyen en las propiedades de este tipo de compuestos son la orientación, longitud, forma y composición de las fibras; las propiedades mecánicas de la matriz y la integridad de la unión entre fibras y matriz.

De acuerdo a lo anterior las fibras pueden estar presentes en diferentes formas:

· Fibras cortas aleatorias · Fibras cortas alineadas en una dirección · Fibras continuas alineadas en una dirección · Fibras continuas tejidas en dos o más direcciones

De acuerdo a lo anterior podemos subdividir nuestros compuestos de fibras en dos grupos: los compuestos reforzados con fibras cortas o discontinuas y los

3 SCHWARTZ, M. M. Composite Materials Handbook. New York, USA : McGraw-Hill, 1984. Pags. 1.9 - 1.11. 4 GÜRDAL, Z., HAFTKA, R. T. y HAJELA, P. Design and Optimization of Laminated Composite Materials. New York, USA : John Wiley & Sons, 1999. Pags. 8 - 9.

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compuestos avanzados que son aquellos reforzados con fibras continuas y que presentan resistencias superiores a los compuestos tradicionales de fibras discontinuas. En este proyecto se utilizaran fibras continuas tejidas en dos direcciones, con lo cual obtendremos refuerzos en esas dos direcciones.

3.2.1 Tipos de Fibras5

Hasta hace unos 100 años aproximadamente las fibras naturales como el algodón, la lana y la seda eran utilizadas tanto para aplicaciones de moda como para aplicaciones de ingeniería. En la primera mitad del siglo XX fueron apareciendo las fibras sintéticas, las cuales presentaban mayores propiedades técnicas y fueron reemplazando a las fibras naturales en las aplicaciones de ingeniería.

Como se menciono anteriormente en este proyecto trabajaremos con compuestos avanzados que contienen fibras continuas de alto desempeño. Las fibras de alto desempeño disponibles en el mercado, según Hearle(6) son:

· Fibra de aramida · Fibra de polietileno de alto desempeño · Fibras con alto modulo y alta tenacidad derivadas de polímeros lineales · Fibra de carbono · Fibra de vidrio · Fibras cerámicas

Dado que en nuestra investigación utilizaremos fibras de carbono y aramida solo entraremos en más detalle en estos dos tipos de fibras.

3.2.1.1 Fibras de Aramida

Las poliamidas aromáticas (aramidas) incursionaron en el mercado en la década de 1960 con la introducción del Nomex®6, material que abrió nuevos horizontes en los campos de los aislamientos térmicos y acústicos. En 1971 una fibra de mayor tenacidad y modulo de elasticidad fue comercializada, el Kevlar®7. Hacia finales de los ochenta la compañía japonesa Teijin lanzo el Twaron®8 una fibra muy similar al Kevlar. En este proyecto estaremos utilizando fibras de Kevlar.

El Kevlar es un compuesto orgánico aromático de carbono, hidrogeno oxigeno y nitrógeno. Las fibras se producen hilando largas cadenas de poliamidas utilizando técnicas de la industria textil. Estas fibras de baja densidad, elevada 5 HEARLE, J. W. S. High-Preformance Fibres. Boca Raton, USA : The Textile Institute, 2004. Capitulos 1, 2 y 5. 6 Nomex® es una marca registrada de DuPont. 7 Kevlar® es una marca registrada de DuPont. 8 Twaron® es una marca registrada de Teijin.

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resistencia a la tensión y bajo costo, producen estructuras tenaces resistentes al impacto con una rigidez menor a la de las estructuras de carbono.

Las fibras de Kevlar tienen propiedades únicas que las distinguen de otras fibras disponibles. Su resistencia a la tensión y el modulo de elasticidad son significativamente superiores a los de las fibras orgánicas tradicionales, adicional-mente la elongación es mucho menor. Las fibras de Kevlar se pueden hilar y tejer más fácilmente que otras fibras frágiles como las de carbono y vidrio. También tienen una resistencia intrínseca a solventes orgánicos, combustibles, lubricantes y a la exposición al fuego.

La tenacidad de los compuestos de Kevlar es significativamente mayor a la de los compuestos de carbono o boro. Además la baja densidad de las fibras hace que tengan una resistencia específica mayor que las de vidrio, boro o carbono. El modulo especifico puede llegar a ser 4 o 5 veces más alto que el de las fibras de vidrio y equivalente al de las de carbono.

El comportamiento de estas fibras a tensión es lineal y la falla ocurre a esfuerzos muy elevados, sin embargo los compuestos presentan un comporta-miento dúctil a compresión y a flexión. El esfuerzo ultimo en este tipo de cargas es menor que en los compuestos de vidrio o carbono. Por estas propiedades únicas que exhibe el Kevlar, al ser mezclado con otras fibras como vidrio o carbono se puede alcanzar un equilibrio de propiedades inalcanzable con un solo tipo de fibras.

La aplicación más conocida de las fibras de aramida es en la industria del blindaje donde gracias a su gran capacidad de absorber energía son ideales para detener proyectiles. Sin embargo su uso no está restringido a este campo, también se utilizan en cables y cuerdas; como refuerzo en productos de caucho (llantas, mangueras, etc.) y para artículos de protección contra el calor y el fuego; entre otros.

3.2.1.2 Fibras de Carbono

Las fibras de carbono fueron utilizadas en primera instancia en 1901 por Tomas Edison en los primeros bombillos eléctricos, sin embargo el desarrollo de las fibras de alta resistencia y alto modulo solo ocurrió hasta la década de 1950. Desde entonces estas fibras han tenido un desarrollo impresionante y hoy en día están entre los materiales con mayor resistencia y modulo que se conocen.

El término “fibra de carbono” se refiere a las fibras con un contenido de carbono entre 93 y 95%. Existen fibras con contenidos de carbono superiores al 99%, que son conocidas como fibras de grafito. A parte del contenido de carbono, la principal diferencia entre estas fibras es la temperatura a la cual se procesan.

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Las fibras de carbono se producen a una temperatura de 1316°C aproximada-mente mientras que las fibras de grafito se producen a temperaturas entre 1899 y 3010°C.

Inicialmente había dos líneas de desarrollo de estas fibras, una utilizaba rayón como precursor, la otra utilizaba poliacrilonitrilo (PAN). El proceso consistía básicamente en someter al precursor a diferentes tratamientos térmicos para “romper” los compuestos orgánicos hasta obtener un polímero de carbono, es decir cadenas de carbonos sin otros elementos en ellas. Al controlar las temperaturas de los diferentes procesos se logran obtener diferentes propiedades en las fibras, según sea la necesidad.

Las fibras obtenidas con rayón eran estiradas varias veces su longitud original a temperaturas alrededor de los 2800°C, este proceso era muy costoso lo que genero que se dejara de utilizar rayón como precursor. En cambio el PAN se ha posicionado como el precursor preferido dado su relativo bajo costo y las excelentes propiedades de las fibras producidas a partir de este. Un nuevo precursor está entrando en el mercado, la brea, a partir de esta se pueden fabricar fibras con menores prestaciones pero con un costo mucho menor. Adicionalmente se ha logrado producir fibras de características similares a las generadas a partir de PAN, al convertir la brea en un cristal líquido primero y realizando después el proceso de pirolisis.

Todas las fibras de carbono tienen una estructura basada en la estructura laminar del grafito, en donde los anillos hexagonales se unen para formar redes que se sobreponen una sobre otra. En el caso de las fibras de carbono esto no se cumple y las capas presentan un alto grado de irregularidad y de vacancias de carbonos que promueven enlaces inter-laminares. Sin embargo a pesar de estas uniones entre diferentes capas, estas están alineadas paralelamente a las fibras por lo que la resistencia a la tensión en el sentido longitudinal es bastante alta.

Las fibras de carbono se destacan por su elevada resistencia a la tensión y modulo de elasticidad. Adicional a esto las fibras de carbono son relativamente buenas conductoras de electricidad, su coeficiente de expansión térmica longitudinal es ligeramente negativo, lo cual al mezclar estas fibras con una matriz con un coeficiente positivo se puede obtener un material con un coeficiente de expansión muy cercano a cero. Por otro lado las fibras de carbono son frágiles y tienen una resistencia al impacto baja. Su mayor desventaja es el precio, que sigue siendo muy elevado para aplicaciones de ingeniería sencillas, sin embargo esto esta cambiado, pues al incrementar la producción los precios tienden a bajar.

Un material compuesto reforzado con fibras de carbono se acerca mucho a un material de ingeniería ideal, pues tiene una alta resistencia, alta rigidez y bajo peso. Teniendo en cuenta estas características y los elevados costos, los

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compuestos de fibra de carbono tienen sus aplicaciones en campos muy específicos tales como:

· Aeronaves: partes especiales como alerones y flaps · Hélices de helicópteros · Puentes transportables · Partes estructurales y ejes de transmisión en automóviles de alto

desempeño · Componentes de turbinas · Tanques de almacenamiento · Artículos deportivos

A medida que los costos se reduzcan será posible reemplazar cada vez mas partes que hoy en día se hacen con metales y otros materiales, con compuestos reforzados con fibra de carbono, logrando así máxima resistencia con un peso mínimo.

3.2.2 Tipos de Resinas

En los compuestos fibra-matriz, las matrices más comunes son las poliméri-cas, debido a su baja densidad, bajo costo y facilidad de impregnación en las fibras. Estos polímeros los podemos dividir en dos grupos principales a saber: termoplásticos y termoestables.

Los polímeros son macromoléculas formadas por la unión de moléculas más pequeñas llamadas monómeros que se unen entre sí mediante enlaces químicos covalentes. En los polímeros termoplásticos estas cadenas están unidas entre sí por enlaces secundarios más débiles que los enlaces covalentes. Esta diferencia en las fuerzas que mantienen unido el material hace que al ser calen-tado, este se ablande y pueda ser moldeado en cualquier forma. Este proceso se puede repetir muchas veces sin cambiar significativamente las propiedades de este.

Los termoestables son polímeros altamente entrecruzados, las cadenas están unidas entre sí mediante enlaces covalentes a diferencia de los enlaces secundarios de los termoplásticos. Los termoestables se curan mediante una reacción química irreversible, por lo que al calentarlos no se pueden derretir o ablandar como los termoplásticos, simplemente se degradan o descomponen si se someten a altas temperaturas. La mayoría de estos polímeros necesitan calor para lograr la reacción de polimerización necesaria, sin embargo hay unos termoesta-bles que curan a temperatura ambiente.

Entre los polímeros termoestables están las resina epóxicas. Este tipo de polímero no arroja otros productos al curar, por lo que tiene un coeficiente de

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contracción muy bajo. Tienen además una buena adhesión con otros materiales, buena resistencia química y al medio ambiente, buenas propiedades mecánicas y son buenos aislantes eléctricos. Las resinas epóxicas son las preferidas para los compuestos de alto desempeño, se decir aquellos reforzados con fibras de carbono, aramida, vidrio o boro. Son ideales para estos compuestos ya que cuentan con una resistencia elevada, excelente adhesión a las fibras y resistencia a ambientes hostiles (químicos o ambientales). Los compuestos de epoxi con fibras resultan más costosos que los producidos con poliéster o éster de vinilo, sin embargo producen piezas más resistentes.

Las resinas epóxicas se caracterizan por tener dos o más grupos epóxicos por molécula. Para producir un polímero termoestable solido, esta resina debe ser curada usando un agente catalizador o mejor “endurecedor”. Este agente participa en la reacción química y hace parte del material final, por lo que no podemos llamarlo catalizador. Como agentes endurecedores se pueden utilizar diferentes productos como aminas, anhídridos o aldehídos. En el caso de las aminas, la reactividad con los grupos epóxicos es alta por lo que el grado de entrecruza-miento que se produce también es alto, resultando en un material duro, con resistencia mecánica y química excelente.

En este proyecto, para aprovechar al máximo las propiedades de las fibras de alto desempeño se opto por utilizar una resina epóxica como matriz de nuestros compuestos.

3.2.3 Métodos de Manufactura9

Dado que los compuestos con matriz termoestable son los predominantes en el mercado, los métodos de manufactura han sido diseñados para este tipo de polímeros.

El método más sencillo para fabricar compuestos laminados consiste en apilar una sobre otra telas saturadas con resina liquida hasta obtener el espesor deseado. Este apilamiento se hace sobre un molde con la forma deseada. Las telas se colocan secas sobre el molde y se aplica la resina liquida de forma abundante, luego se le aplica un poco de presión utilizando un rodillo para eliminar bolsas de aire y distribuir la resina uniformemente, se repite este proceso hasta llegar al número de capas necesarias para tener el espesor deseado. Finalmente se deja curar el compuesto a temperatura ambiente. Este método es utilizado ampliamente para compuestos de poliéster y fibra de vidrio.

9 STRONG, A.B. Fundamentals of Composites Manufacturing: Materials, Methods, and Applications. Dearborn, USA : Society of Manufacturing Engineers, 1989.

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Una ligera variación de este proceso consiste en primero aplicar la resina liquida a la tela en una superficie plana para lograr una distribución más homogénea, y luego se colocan una sobre otra en el molde. Al hacerlo de esta manera se controla mejor la cantidad y la distribución de la resina en el compuesto. El problema de la distribución de la resina en las fibras se puede solucionar utilizando telas pre-impregnadas con alguna resina, así simplemente hay que apilar las telas y curar. Sin embargo este tipo de telas pre-impregnadas (en ingles prepregs) requieren de una bolsa de vacío o autoclave, métodos que se explicaran a continuación.

La aplicación de vacio para asistir el proceso de compresión de las diferentes capas a demostrado ser valioso en montajes de telas húmedas y además es indispensable al utilizar prepregs. El vacio tiene la ventaja de proveer presión de compactación y además extrae gases atrapados y excesos de resina en el montaje. El montaje necesario se ilustra en la Ilustración 1, y consiste en:

· Peel Ply: Tela generalmente de nylon que le da al compuesto un acabado superficial rugoso, deseable para posterior unión de piezas.

· Lamina de separación: es un plástico perforado que permite la salida de gases y excesos de resina y que a la vez permite la fácil extracción del compuesto. Por lo general es un celofán recubierto con teflón.

· Bleeder: Tela acolchada de polyester cuya función principal es absorber los excesos de resina y a la vez deja pasar los gases hacia la línea de vacío.

· Bolsa de Vacio: Plástico flexible que recubre todo el montaje y se sella mediante la Cinta de sellado.

Ilustración 1 - Montaje de Bolsa de Vacio

Se utilizaran dos capas peel ply para lograr un acabado rugoso en ambas superficies y así mejorar las condiciones para las pruebas mecánicas que se van a realizar, sobre todo la de tensión.

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El método de autoclave consiste en aplicar una presión al compuesto a la vez que se calienta. En la fabricación de compuestos la práctica común es utilizar una bolsa de vacio dentro de un autoclave, así se tienen los beneficios de la bolsa de vacío y además se le está aplicando una presión bastante grande por medio del autoclave, con lo cual se logra una mayor compactación en el compuesto.

En nuestro proyecto utilizaremos el sistema de bolsa de vacio fabricado por Juan F. Baquero en su proyecto de grado(1), este sistema además de la bolsa de vacio cuenta con un sistema de calentamiento que permite agilizar el proceso de curado y además nos permite realizar procesos de poscurado sin necesidad de otro horno.

4 Desarrollo del Proyecto

En el mercado nacional se encontraron dos tipos de fibras tejidas en forma plana con diseño tafetán, sin pre-impregnar, que despertaron interés:

· Carbono bidireccional · Hibrida, tejido formado por fibras de carbono y Kevlar, cada una en una

dirección en el plano.

Se decidió analizar estos dos tipos de telas, dado que anteriormente Baquero(1) y Joven(7) habían trabajado con telas de Kevlar pre-impregnadas por lo que surge la necesidad de experimentar con materiales más avanzados como la fibra de carbono y porque no, con algo en un punto intermedio como la tela hibrida. El proveedor de las telas fue L.A. Tejada & Cía. Ltda. El precio de la tela de carbono a Octubre de 2008 fue de $165,300 pesos por m2 y el precio de la tela híbrida fue de $82500 pesos por m2.

Para la selección de la resina se conto con la asesoría del Ingeniero Gilberto Chavarro, Gerente de Marketing de Sintepox Ltda. Quien de acuerdo a los requerimientos del proyecto sugirió utilizar una resina epóxica tipo Bisfenol A con un endurecedor tipo amina alifática modificada. El precio de la resina a Octubre de 2008 fue de $61,712 pesos por kg y el endurecedor $45,500 pesos por kg. La resina escogida tiene las siguientes características:

· Tiempo de gelificado: 25 a 30 minutos a 25°C (100 gramos) · Tiempo mínimo de curado: 24 horas a 25°C · Proporciones: 25 partes de endurecedor por cada 100 partes de resina · Dureza Shore D: 65 - 70 (después de 7 días a temperatura ambiente)

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4.1 Análisis de la Resina Epóxica

Después de haber seleccionado la resina a utilizar, se realizaron algunas pruebas para determinar las curvas de curado y poscurado del material; y otros aspectos de interés.

4.1.1 Curado de la Resina

Como primera medida se realizo el curado de 125 gramos de resina (100g de resina más 25g de endurecedor) a una temperatura de 20°C. En la Ilustración 2 podemos observar el comportamiento de la temperatura a lo largo del tiempo de curado de la resina. Claramente se observa un comportamiento exotérmico generado por la reacción de polimerización que ocurre en la resina, la temperatura máxima alcanzada es de 144°C. También se observo que la resina, después de pasados 20 minutos empezó a endurecerse y después de haber alcanzado su pico exotérmico a los 25 minutos, se encontraba totalmente endurecida. El polímero resultante presento gran cantidad de burbujas generadas por las altas temperaturas que se presentaron.

Ilustración 2 - Curva de curado de 125 g de resina epóxica

Dado que en nuestros compuestos la resina no va a estar en un molde como fue el caso en la prueba anterior, se realizaron otras pruebas para caracterizar mejor el curado de esta. Se realizaron tres pruebas con 20 gramos de resina cada una a diferentes temperaturas para observar como variaba la curva de curado. Los resultados se pueden observar en la Ilustración 3.

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Ilustración 3 - Curado de resina epóxica a diferentes temperaturas

El curado de la resina a 50°C genero un pico exotérmico a los 14 minutos y después de transcurridos 30 minutos, la resina estaba totalmente endurecida. El polímero producido presento gran cantidad de burbujas como se puede observar en la Ilustración 4.

La resina curada a 30°C no presento comportamiento exotérmico y después de transcurridos 60 minutos no había endurecido totalmente aunque si había aumentado su viscosidad. Después de transcurridas 24 horas el polímero generado estaba totalmente endurecido y prácticamente no contenía burbujas como se puede observar en la Ilustración 5.

Finalmente la resina curada a 40°C presento un pico exotérmico a los 15 minutos (de menor magnitud que el presentado en el curado a 50°C) y después de transcurridos 30 minutos la resina estaba totalmente endurecida. El polímero generado presento una cantidad de burbujas moderada, generada probablemente al momento de mezclar la resina con el endurecedor (Ver Ilustración 6).

De las anteriores pruebas podemos concluir que la temperatura óptima para el curado de nuestra resina es de 40°C, donde logramos un endurecimiento total en aproximadamente 30 minutos sin generar exceso de burbujas en el material. Se definió también que en los experimentos a realizar, se van a curar todos los compuestos a 40°C durante 30 minutos y posteriormente se les realizara un proceso de poscurado a temperaturas mayores.

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Ilustración 4 - Resina epóxica curada a 50°C

Ilustración 5 - Resina epóxica curada a 30°C

Ilustración 6 - Resina epóxica curada a 40°C

4.1.2 Poscurado de la Resina Epóxica

Para averiguar si la resina era susceptible a un proceso de poscurado y hasta que temperaturas podíamos llegar, se realizaron diferentes pruebas.

Primero se tomo una de las piezas curadas a 40°C por 30 minutos y se sometió a diferentes temperaturas (100, 150, 160, 180 y 200 °C) durante 30 minutos a cada temperatura. Durante las primeras tres etapas la pieza no presento cambios visibles, pero después de someterla a 180°C se observo una coloración rojiza, indicando el principio de la degradación de la resina. Al aumentar la temperatura hasta 200°C se generaron grietas dentro de la pieza y la coloración se volvió más fuerte, también se observan pequeños puntos más oscuros que corresponden a las burbujas que quedan en el material en el proceso de mezclado de la resina con el endurecedor (ver Ilustración 7).

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Ilustración 7 - Pieza sometida a 200°C

Teniendo en cuenta que la pieza resistió hasta 160°C sin cambios visibles, se realizo una segunda prueba con otra pieza curada a 40°C, esta vez se calentó hasta 150°C durante 90 minutos. La pieza no presento cambios visibles, por esta razón se selecciono 150°C como la temperatura máxima de poscurado.

4.2 Modificaciones al Sistema Existente

El sistema de bolsa de vacio diseñado y fabricado por Juan F. Baquero(1) funciono correctamente luego de unas primeas pruebas con la resina y con excedentes de tela de Kevlar. Sin embargo se noto que la lámina metálica superior de aluminio estaba bastante pandeada debido al calor, lo que afectaba la integridad de los paneles que se fabricaran. Se decidió cambiar las dos láminas de aluminio de 3mm de espesor por láminas de acero inoxidable de 3/16” de espesor.

Adicional a esto se añadió lana de vidrio para aislar un poco más la temperatura y evitar la salida de gases generados por el asbesto presente en el sistema. También se instalaron dos manijas para mejorar la manipulación de la tapa. La apariencia del sistema modificado se puede observar en la Ilustración 8.

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Ilustración 8 - Sistema Modificado

4.3 Diseño del Experimento

Con el fin de abarcar la mayor cantidad de variables en nuestro estudio se utilizo la técnica de diseño robusto propuesta por Taguchi(8) para definir los experimentos a realizar. El primer paso es definir las variables controlables a analizar:

· Material de refuerzo · Orientación de las fibras · Temperatura de poscurado · Tiempo de poscurado

Una vez definidas estas variables o parámetros, se procede a definir los niveles entre los cuales va a variar cada una de estas. En la Tabla 1 podemos observar esta definición. Dado que en los parámetros Material y Orientación solo tenemos dos niveles, se decidió duplicar los niveles como se ve en la tabla para poder tener un rango de análisis mayor en los otros dos parámetros. En el nivel 1 del parámetro temperatura (ambiente) se define un experimento sin proceso de poscurado, donde simplemente se cura la pieza a 40°C por 30 minutos y se deja a temperatura ambiente durante 24 horas para que complete su proceso de curado.

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Parámetros Niveles

1 2 3 4

Material Carbono Carbono Híbrido Híbrido

Orientación (°) 0/90/0/90 0/90/0/90 -45/0/45/90 -45/0/45/90

Temperatura (°C) ambiente 50 100 150

Tiempo (min) 30 60 90 120

Tabla 1 - Definición de Parámetros y Niveles para los Experimentos

A partir de estos parámetros y niveles se genero un arreglo ortogonal L16 para definir los 16 experimentos necesarios para determinar la influencia de cada uno de los parámetros y así poder identificar los parámetros óptimos de fabricación. La Tabla 2 muestra los 16 experimentos a realizar.

Experimento Material Orientación (°) Tiempo (min) Temp. (°C)

1 Carbono 0 / 90 / 0 / 90 0 ambiente

2 Carbono 0 / 90 / 0 / 90 60 50

3 Carbono -45 / 0 / 45 / 90 90 100

4 Carbono -45 / 0 / 45 / 90 120 150

5 Carbono 0 / 90 / 0 / 90 60 150

6 Carbono 0 / 90 / 0 / 90 30 100

7 Carbono -45 / 0 / 45 / 90 120 50

8 Carbono -45 / 0 / 45 / 90 0 ambiente

9 Híbrido 0 / 90 / 0 / 90 90 50

10 Híbrido 0 / 90 / 0 / 90 0 ambiente

11 Híbrido -45 / 0 / 45 / 90 30 150

12 Híbrido -45 / 0 / 45 / 90 60 100

13 Híbrido 0 / 90 / 0 / 90 120 100

14 Híbrido 0 / 90 / 0 / 90 90 150

15 Híbrido -45 / 0 / 45 / 90 0 ambiente

16 Híbrido -45 / 0 / 45 / 90 30 50

Tabla 2 - Experimentos a Realizar

Con respecto a los ángulos de orientación de las fibras, es importante anotar que en la tela de carbono no hay diferencia entre la orientación a 0° o a 90° mientras que en la tela hibrida sí, ya que en esta última, en una dirección van fibras de carbono y en la otra dirección fibras de Kevlar. Lo mismo sucede con las orientaciones a -45° y 45°, por lo que hay que tener precaución al momento del armado de los paneles para que se respete el orden de las orientaciones.

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4.4 Elaboración de Paneles

Como se menciono anteriormente se busca caracterizar tres propiedades mecánicas de los materiales a producir; resistencia a la tensión, flexión e impacto a tensión según las normas ASTM D3039 (2), D0790 (3) y D1822 (4), respectiva-mente. De acuerdo con los procedimientos recomendados en estas normas se necesitan mínimo cinco probetas de cada experimento para tener datos estadísticamente significativos, sin embargo, debido a los altos costos de la materia prima, se opto por elaborar únicamente tres probetas para los ensayos de tensión y flexión; y cuatro para los ensayos de impacto.

Después de realizar algunas probetas de ensayo se encontró que el mejor método de corte era por chorro de agua a alta presión con abrasivo, el cual, a diferencia del corte con laser no afecta la integridad de la zona de corte. Para poder utilizar este método la única restricción era dejar un área determinada para poder sostener firmemente el panel al momento del corte. Teniendo en cuenta esto, se diseño el panel a fabricar con la distribución que se observa en la Ilustración 9.

Ilustración 9 - Distribución de probetas en el panel (Medidas en milímetros)

El panel a fabricar tiene básicamente 202mm de largo por 150mm de ancho, adicional a esto debe llevar una sección de 45mm por 150mm de donde se va a sostener el panel para el proceso de corte. El chorro de agua cortara por donde está indicado, para así obtener 3 probetas de 25mm por 130mm, 3 de 20mm por 130mm y 4 en forma de corbatín de 63.5mm por 13mm. Las probetas

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en forma de corbatín (para el ensayo de impacto) tienen las dimensiones mostradas en la Ilustración 10. Los paneles llevan 12 capas de tela según la orientación necesaria, es decir que la orientación definida anteriormente se repite tres veces para completar las 12 capas.

Ilustración 10 - Detalle probetas de Impacto

(Medidas en milímetros)

4.4.1 Proceso de Manufactura

El proceso de manufactura de los paneles consta de los siguientes pasos:

1) Marcación de la tela, para esto se utiliza cinta de enmascarar para poder cortar por la mitad de esta sin que se deshilache.

2) Corte de la tela.

3) Adición de la sección de soporte, se utiliza un pedazo de tela de nylon corriente pegada con cinta de enmascarar.

4) Ubicación de la lámina de separación inferior.

5) Ubicación del peel ply inferior.

6) Colocación de la cinta de doble faz.

7) Ubicación del sensor de temperatura y la manguera de vacío.

8) Preparación de la resina; se mezclan 80g de resina con 20g de endurecedor y se baten cuidadosamente durante 5 minutos evitando que se formen burbujas.

9) Impregnación de la resina, esto se debe hacer rápido para que la resina en el recipiente no se endurezca.

10) Remoción de excesos de resina, para esto se utiliza una espátula plástica.

11) Colocación de telas impregnadas una sobre otra.

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12) Ubicación del peel ply superior.

13) Ubicación de la lámina de separación superior.

14) Ubicación del bleeder.

15) Colocación y sellado de la bolsa de vacío.

16) Encendido del sistema de vacío, se utiliza un vacio de 16mmHg constante para todos los experimentos.

17) Encendido del sistema de calentamiento, todos los paneles se curan a 40°C durante 30 minutos.

18) Proceso de poscurado respectivo.

19) Enfriamiento lento.

20) Obtención del panel.

Imágenes del proceso de manufactura se encuentran en el ANEXO 1.

La fabricación de los 16 paneles se llevo a cabo satisfactoriamente. La temperatura dentro del horno se controlo manualmente debido a que se detectaron fallas en el sistema de control en el sentido que calentaba muy rápido y al momento de apagarse seguía calentado varios grados más. Además de esto las temperaturas de trabajo fueron más bajas que las que utilizo Baquero10, por lo que el sistema estaba diseñado y puesto a punto para trabajar en estos rangos. Por esta razón no fue viable utilizar el sistema de control de temperatura actual pues nos daba una variación enorme con respecto al punto de operación seleccionado.

Sin embargo, controlando las temperaturas manualmente (prendiendo y apagando el horno manualmente) se logro tener variaciones menores a ±2°C del punto de operación seleccionado. Se recomienda para futuros proyectos acondicionar un sistema de control de temperatura más efectivo y confiable.

El vacio logro compactar los compuestos de manera satisfactoria, además se logro eliminar los excesos de resina los cuales quedaron en el Bleeder.

10 Baquero (1) utilizo temperaturas entre 160°C y 180°C

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4.5 Caracterización de Propiedades Mecánicas

4.5.1 Pruebas de Tensión

Con las probetas fabricadas de 25mm por 130mm se trato de realizar el ensayo descrito en la norma ASTM D3039, utilizando la máquina de ensayos INSTRON 5586 junto con las mordazas más grandes, que generaban la máxima fuerza de agarre, sin embargo no fue posible fracturar las probetas. Al llegar a 160MPa aproximadamente, de esfuerzo sobre la probeta, las mordazas empezaban a deslizar sobre la resina (ver Ilustración 11 y Ilustración 12), por lo que se caía la carga y era imposible fracturar las probetas. La grafica de Esfuerzo vs. Deformación de estos experimentos se puede observar en la Ilustración 13.

Ilustración 11 - Probeta de tela de carbono a

tensión

Ilustración 12 - Probeta de tela hibrida a

tensión

Ilustración 13 - Esfuerzo vs. Deformación para Tensión

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En vista de lo ocurrido, se acondicionaron las probetas para realizar otro ensayo muy similar, el ASTM D5766 (9) el cual es una modificación al ensayo de tensión descrito en la norma ASTM D3039, la única diferencia es que las probetas llevan un agujero en el centro, de un diámetro tal, que la relación ancho/diámetro sea igual a 6. En este caso se utilizo un agujero de 4.2mm dado que el ancho de las probetas era de 25mm. El resultado fue el mismo que el obtenido en los ensayos sin agujero.

Lo sucedió en estas pruebas se debe, tal vez, a que el área superficial en contacto con las mordazas no era suficiente. Hay que mencionar que la norma ASTM D3039 recomienda (mas no obliga) utilizar probetas de 250mm de largo por 25mm de ancho, pero debido a los altos costos de la materia prima no era viable económicamente realizar las probetas de este tamaño. Se sugiere para futuros proyectos de ser posible realizar probetas del tamaño recomendado por la norma o modificar las dimensiones de las probetas, ya sea en el ancho o en el espesor.

4.5.2 Pruebas de Flexión

Para las pruebas de flexión se siguió la norma ASTM D0790. Las probetas utilizadas eran de 20mm de ancho por 130mm de largo, con un espesor de 3.20mm en promedio (desviación estándar de 0.16mm). Las pruebas se realizaron a 23°C y 50% de humedad, la velocidad de carga utilizada fue de 10mm/min. Para este tipo de compuestos reforzados con fibras de alto modulo, la norma siguiere utilizar una razón de distancia entre apoyos (en ingles span) a espesor de 32:1, por lo que se utilizo una distancia entre apoyos constante de 109mm para todos los experimentos.

Para calcular el esfuerzo máximo al que está sometida una probeta en una prueba de flexión, haremos la asunción de que está hecha de un material homogéneo y elástico, lo cual no es del todo cierto, pero para efectos de comparación y caracterización es válida. Teniendo esto en cuenta podemos decir que el esfuerzo máximo se presenta en las fibras externas del punto medio de la probeta, punto donde la probeta está sometida a tensión. Este esfuerzo máximo está dado por la Ecuación 2 a continuación:

" =3#$

2%&2

Ecuación 2 - Esfuerzo máximo en prueba de flexión

Para la ecuación anterior:

" = Esfuerzo en las fibras externas en el punto medio (MPa) # = Carga aplicada (N) $ = Distancia entre apoyos (mm)

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% = Ancho de la probeta (mm) & = Espesor de la probeta (mm)

Sin embargo, dado que utilizamos una razón de distancia entre apoyos a espesor de 32:1 y la deflexión máxima fue superior al 10% de la longitud de la probeta, la norma recomienda utilizar la Ecuación 3 para corregir el error que se genera11.

" =3#$

2%&2 '1 + 6 ()$*2 − 4 (&

$* ()$*,

Ecuación 3 - Esfuerzo máximo corregido

Para la ecuación anterior:

", #, $, % y & son iguales que en la Ecuación 2. ) = Deflexión en el punto medio de la probeta (mm)

Finalmente la deformación en las fibras externas sometidas a tensión está dada por la Ecuación 4 a continuación:

- =6)&

$2

Ecuación 4 - Deformación en las fibras externas

Para la ecuación anterior:

), & y $ son iguales que en la Ecuación 3.

A partir de las anteriores ecuaciones se obtienen las correspondientes curvas de Esfuerzo vs. Deformación, las cuales se pueden observar en el ANEXO 2. En la Ilustración 14 y en la Ilustración 15 podemos observar los resultados obtenidos para la resistencia a la flexión y el modulo de flexión, respectivamente, de cada experimento junto con sus desviaciones estándar. En la Ilustración 16 podemos observar los resultados para la elongación a la fractura. Adicional a esto en el ANEXO 3 se encuentran los datos exactos obtenidos.

11 ASTM International D 3039 Standard Test Method for Tensile Properties of Polymer Matrix Composite Materials. USA; 2007. Pag. 5.

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Ilustración 14 - Resistencia a la Flexión

Ilustración 15 - Modulo de Flexión

25

Ilustración 16 - Elongación a la Fractura

4.5.2.1 Comentarios

Observando las graficas de Esfuerzo vs. Deformación en el ANEXO 2, podemos notar que para cada tipo de material las curvas son muy similares. Para los experimentos con fibra de carbono, el esfuerzo llega al punto máximo y después cae rápidamente indicando una falla catastrófica en la cual el material no es capaz de soportar prácticamente ninguna carga, en algunos casos esta caída es escalonada (especialmente en los experimentos con orientación [-45 / 0 / 45 / 90]) sin embargo sigue siendo catastrófica la falla y podemos decir que ninguna probeta fue capaz de resistir carga alguna después de haberse deformado más de 2%.

También vale la pena anotar que de las 48 probetas de carbono examinadas 2 se fracturaron en dos pedazos (Ver Ilustración 17) mientras que el resto a pesar de haber fallado seguían en una sola pieza (Ver Ilustración 18). Una de las probetas en el experimento 4 tuvo un comportamiento singular pues sufrió una falla inicial cerca de los 100 MPa pero la carga siguió subiendo hasta alcanzar 300 MPa, sin embargo esta carga fue mucho menor que la resistida por las otras dos probetas. Este comportamiento se debe a que la probeta fallo prematuramente por delaminación debido tal vez a algún depósito de aire lo suficientemente grande como para generar este tipo de falla indeseado. El comportamiento de esta probeta no fue tenido en cuenta en los promedios al presentar un modo de falla indeseado para este tipo de prueba.

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Ilustración 17 - Fractura de Probeta de Carbono a Flexión

Ilustración 18 - Falla Típica de Probeta de Carbono a Flexión

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Respecto a los experimentos con tela hibrida, las curvas también son muy similares. En estos experimentos, después de que el esfuerzo llega a un punto máximo la carga no cae inmediatamente, de hecho logra resistir cargas por encima de 150 MPa hasta llegar a una deformación de 3%. Además de esto ninguna de las 48 probetas examinadas se fracturo en dos pedazos (Ver Ilustración 19). Esto debido a la capacidad de absorber energía del Kevlar, además de esto el Kevlar no es tan frágil como el carbono por lo cual no falla catastróficamente como si lo hace el carbono.

Ilustración 19 - Falla Típica de Probeta Híbrida a Flexión

En el experimento 11 algunas de las probetas tanto de flexión como de tensión sufrieron delaminación al momento del corte, por lo que su espesor se vio reducido. De las tres probetas de flexión, solo una no se delamino, las otras dos perdieron un par de capas. La que no se delamino tuvo un comportamiento acorde a los demás experimentos, por lo que se considera aceptable, de las otras dos que eran más delgadas, solo una tuvo un comportamiento aceptable, la otra (la de menor espesor) presento una curva atípica por lo que se descarto.

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En el experimento 16 se presento algo curioso, las curvas presentaron un punto de inflexión a los 170 MPa aproximadamente. Sin embargo a pesar de este cambio en la pendiente, los resultado obtenidos para esfuerzo máximo son congruentes con los demás experimentos.

4.5.3 Pruebas de Impacto a Tensión

Para las pruebas de impacto a tensión se siguió la norma ASTM D1822. Las probetas tipo ‘L’ tenían las dimensiones mostradas en la Ilustración 10 con un espesor de 3.01mm en promedio (desviación estándar de 0.16mm). Además de esto, las probetas debían llevar un agujero o ranura para atravesar los tornillos de sujeción, este agujero se realizo con un taladro a muy baja velocidad para evitar daños en las probetas. Las pruebas se realizaron a 23°C y 50% de humedad. Se utilizo un péndulo con capacidad máxima de 10lb·ft (13.56 J).

La norma esta estandarizada para probetas de 3.2mm de ancho en la sección más delgada y 3.2mm de espesor. Para variaciones en estas medidas, la norma recomienda utilizar la Ecuación 5 para normalizar la energía de ruptura con respecto al área nominal de 3.2mm por 3.2mm. Los términos . y / corresponden a factores de corrección por fricción y resistencia del aire; y rebote respectivamente. Estos dos factores no serán tenidos en cuenta por lo que se les asigna un valor de cero.

0 =1 − . + /234 5 2645

Ecuación 5 – Energía de ruptura

Para la ecuación anterior:

0 = Energía de ruptura al impacto corregida (lb·ft) 1 = Lectura de energía en la escala del péndulo (lb·ft) . = Factor de corrección por fricción y resistencia del aire (lb·ft) / = Factor de corrección por rebote (lb·ft) 4 = Medida nominal de 3.2 mm 3 = Ancho de la probeta (mm) 6 = Espesor de la probeta (mm)

Utilizando la anterior ecuación se obtienen los datos encontrados en la Ilustración 20. Los datos exactos para cada experimento se encuentran en el ANEXO 4.

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Ilustración 20 - Energía de Ruptura

4.5.3.1 Comentarios

Podemos observar que para este ensayo los datos presentaron una mayor dispersión que los datos de la prueba de flexión. Con respecto al espesor de las diferentes probetas, éste varió bastante entre un experimento y otro, debido a factores no controlados de manufactura como la cantidad de resina que lleva cada capa lo cual genera diferencias de espesor entre diferentes paneles.

De los experimentos con fibra de carbono solamente en uno (el número 6) no hubo ruptura de la probeta, lo cual nos indica que la energía necesaria para romperla debe ser mayor a la capacidad máxima del péndulo, en este caso 10 lb·ft (13.6 J). En otro de los experimentos (el numero 4) dos de las cuatro probetas se delaminaron levemente al momento de taladrar el agujero, sin embargo la perdida de espesor fue baja y el resultado parece, no se altero demasiado.

En el experimento numero 5 sucedió algo curioso, dos de las probetas no fallaron mientras que las otras dos si lo hicieron. Sin embargo estas dos últimas fallaron a energías más altas que todos los demás experimentos, por lo que se opto por tomar el valor promedio de la energía de ruptura de estas dos probetas.

Con respecto a los experimentos con material híbrido hay que anotar que en tres de los ocho experimentos no hubo ruptura de las probetas, por lo que se considera que la energía de ruptura está por encima de 13.6 J. Los tres experi-mentos en mención tenían una orientación [0/90/0/90]. En el experimento 11, al

30

igual que en las probetas de flexión, se presento delaminación al momento del corte con agua, lo cual redujo el espesor de las cuatro probetas considerable-mente. Los resultados para este experimento fueron los más bajos, influenciados fuertemente por el reducido espesor, por lo que no se consideran del todo confiables o representativos.

En las ilustraciones 21, 22, 23 y 24 podemos observar las fallas típicas observadas en las diferentes probetas.

Ilustración 21 - Falla Típica de Probeta de Carbono

a [0/90/0/90]; a Impacto

Ilustración 22 - Falla Típica de Probeta de Carbono

a [-45/0/45/90]; a Impacto

Ilustración 23 - Falla Típica de Probeta Híbrida a

[0/90/0/90]; a Impacto

Ilustración 24 - Falla Típica de Probeta Híbrida a

[-45/0/45/90]; a Impacto

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4.6 Análisis de Resultados

4.6.1 Parámetros de Manufactura (Taguchi)

Para realizar el análisis de los parámetros y lograr identificar los niveles óptimos de cada uno de estos, se utilizo el método propuesto por Taguchi(8), que ya se había utilizado para definir los experimentos.

Para lograr una cuantificación del impacto de cada uno de los parámetros es necesario calcular un factor conocido como ‘razón señal/ruido’ (S/R). En este caso queremos que la resistencia a la flexión y la energía de ruptura sean lo más grande posible, por lo que utilizamos la Ecuación 6 para calcular dicho factor.

78 = −10 log (1

9 : 1;< 2

9<=1

*

Ecuación 6 – Razón Señal / Ruido

Para la ecuación anterior:

7/8 = Razón señal / ruido 9 = Numero de especímenes por experimento ;< = Datos a analizar

4.6.1.1 Análisis de Resistencia a la Flexión

Primero se calculan las razones S/R para cada experimento utilizando los datos de resistencia a la flexión de cada probeta. Después se calcula el promedio de S/R para las probetas en cada nivel. Para los parámetros Material y Angulo se promedian los ocho valores correspondientes a cada nivel como se definió en la Tabla 1. Para Tiempo y Temperatura se promedian los cuatro valores correspon-dientes a cada nivel. Entre más alto sea el promedio de los S/R es mejor. Estos datos los podemos observar gráficamente en la Ilustración 25, los datos exactos se encuentran en el ANEXO 5.

A partir de este simple análisis podemos notar que el parámetro que más influye en la resistencia a la flexión es el material de refuerzo del compuesto y como era de esperarse el carbono arroja mejores resultados. Con respecto al ángulo también se nota una clara diferenciación, siendo mejor para la resistencia a la flexión tener la mayor cantidad de fibras en el sentido en que se generan los mayores esfuerzos como es el caso en las probetas con orientación [0/90/0/90].

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Ilustración 25 - Promedios de S/R para Flexión

El parámetro Temperatura muestra una clara tendencia ascendente por lo que podemos decir que a mayor temperatura, mayor será la resistencia a la flexión. Lo anterior es válido siempre y cuando no se sobrepase la temperatura de degrada-ción de la resina, que como se encontró anteriormente esta alrededor de los 180°C. El parámetro Tiempo tiene su máximo valor en el nivel 2, es decir al poscurar por 60 minutos, sin embargo entre el nivel 3 y 4 se presenta una subida significativa pero sin llegar al valor alcanzado en el nivel 2. Este comportamiento se puede explicar tal vez por la interferencia entre los diferentes parámetros.

Del análisis anterior podemos ver la clara influencia del material en los resultados, razón por la cual se repitió el análisis separando los resultados en dos grupos; según el material de refuerzo. Los valores promedio para el caso de material de refuerzo de carbono e hibrido se pueden observar gráficamente en la Ilustración 26 y en la Ilustración 27 respectivamente, los datos exactos se encuentran en el ANEXO 5.

Al hacer el análisis por separado, confirmamos los resultados obtenidos en el análisis previo con todos los datos consolidados. De nuevo se observa la influen-cia del parámetro ángulo, donde entre más fibras estén alineadas en el sentido de los esfuerzos máximos, mayor será la resistencia del material. El parámetro temperatura de nuevo nos arroja los mejores resultados en el nivel 4 para ambos materiales. Finalmente el parámetro tiempo de nuevo presenta su mejor desem-peño en el nivel 2 en ambos casos.

En resumen podemos decir que para obtener una resistencia a la flexión máxima, los parámetros de fabricación óptimos son los siguientes:

· Material de refuerzo: fibra de carbono · Orientación de las fibras: [0/90/0/90]

33

· Tiempo de poscurado: 60 minutos · Temperatura de poscurado: 150°C

Ilustración 26 - Promedios de S/R para flexión

(carbono)

Ilustración 27 - Promedios de S/R para flexión

(híbrido)

4.6.1.2 Análisis de Energía de Ruptura al Impacto a Tensión

Se calculan las razones S/R de la misma manera que se hizo en la sección anterior, utilizando esta vez los datos para la energía de ruptura de cada probeta. Para efectos de todos los cálculos a realizar de aquí en adelante, los experimentos en donde no hubo fractura se utilizara 13.6 J como la energía de ruptura. Los datos obtenidos los podemos observar gráficamente en la Ilustración 28, los datos exactos se encuentran en el ANEXO 6.

Ilustración 28 - Promedios de S/R para Impacto

A partir de este análisis podemos notar que el parámetro que más influye en la energía de ruptura es la orientación de las fibras de refuerzo. Esto se debe a que en la orientación [0/90/0/90] hay mayor cantidad de fibras alineadas en el sentido

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de la carga. En cuanto al material hay una leve diferenciación lo cual nos hace pensar que aunque las telas hibridas son mejores para resistir el impacto, la diferencia con las de carbono no es significativa.

Con respecto a los parámetros Temperatura y Tiempo, este grafico nos indica que los niveles óptimos son temperatura en 50°C y tiempo en 90 minutos. Sin embargo dada la clara segmentación de los datos con respecto al parámetro Orientación, notada en la Ilustración 20 y en la Ilustración 28, se decidió repetir el análisis separando los resultados en dos grupos según la orientación de las fibras. Los valores obtenidos se pueden observar gráficamente en la Ilustración 29 y en la Ilustración 30 respectivamente, los datos exactos se encuentran en el ANEXO 6.

Ilustración 29 - Promedios de S/R para Impacto

Orientación: [0/90/0/90]

Ilustración 30 - Promedios de S/R para Impacto

Orientación: [-45/0/45/90]

Al hacer el análisis por separado, notamos que en los experimentos con orientación [0/90/0/90], que son los que más nos interesan, se ve una marcada influencia del material, favoreciendo al hibrido. También notamos que en este tipo de experimentos los mejores resultados se obtienen con la mayor temperatura de poscurado, al igual que sucede con la resistencia a la flexión. Con respecto al tiempo los datos son bastante más dispersos y no muestran una tendencia y al comparar con los datos consolidados y los datos para orientación [-45/0/45/90] no se observa patrón alguno, por lo que no son concluyentes en este aspecto.

En resumen podemos decir que, claramente se ve una mejora al orientar las fibras en el sentido de la carga y si se tiene esta condición el segundo parámetro que incrementa la energía de ruptura es el material, favoreciendo al hibrido sobre el carbono. El tercer parámetro en importancia vendría siendo la temperatura, favoreciendo a la más alta (150°C). Con respecto al tiempo, los datos calculados no son concluyentes, sin embargo se piensa que el tiempo óptimo de poscurado debe estar entre 90 y 120 minutos. En síntesis para obtener una energía de ruptura al impacto a tensión máxima o en otras palabras una resistencia al impacto máxima, los parámetros de fabricación óptimos son:

35

· Material de refuerzo: Hibrido (carbono – Kevlar) · Orientación de las fibras: [0/90/0/90] · Tiempo de poscurado: 90 a 120 minutos · Temperatura de poscurado: 150°C

4.6.2 Análisis General

Como ya se menciono en secciones anteriores, para los resultados de las pruebas de flexión se encontró una clara y marcada diferencia entre los dos materiales. Para cuantificar esta diferencia se calculo el promedio de la resistencia a la flexión para ambos materiales por separado, valores que podemos observar en la Ilustración 31 y la Tabla 3. Se puede concluir que al utilizar fibras de carbono en vez de híbridas se mejora la resistencia a la flexión en un 52%.

Ilustración 31 - Resistencia a la Flexión

por Material

Tabla 3 - Resistencia a la Flexión por Material

Para complementar el análisis un poco, se calcularon los promedios de las resistencias, separando los datos en cuatro grupos como se observa en la Ilustración 32 y en el ANEXO 7. De estos cálculos podemos decir que la influencia de la orientación en este caso no es tan marcada, y de hecho para el material híbrido, debido a la alta desviación estándar, los datos no son concluyentes. En el caso del carbono la mejora porcentual es de 16% al pasar de una orientación de: [-45/0/45/90] a una de [0/90/0/90].

Con respecto al modulo de flexión podemos notar en la Ilustración 15 una clara agrupación de los datos según su orientación. Los experimentos con orientación [0/90/0/90] presentaron módulos más altos que los de orientación [-45/0/45/90]. Para cuantificar esta diferencia se calcularon los promedios que se encuentran en la Ilustración 33 (Datos exactos en el ANEXO 7). Podemos ver que el aumento en el modulo entre una orientación y otra es de 40% aproximadamente

Material Promedio Desv. Est.

Híbrido 304.37 37.87

Carbono 463.09 56.4752%

Resistencia a la Flexión Mejora Porcentual

36

para ambos materiales, la diferencia entre un material y otro es mínima, favore-ciendo a las fibras de carbono.

Ilustración 32 - Resistencia a la Flexión por Material y Orientación

Ilustración 33 - Modulo de Flexión por Material y Orientación

En las pruebas de impacto a tensión no se encontró una diferenciación con respecto al material, pero si una con respecto a la orientación. Se repitió el procedimiento anterior para cuantificar esta diferencia12, esta vez separando los resultados según la orientación de las fibras. Los valores de estos promedios los podemos encontrar en la Ilustración 34 y en la Tabla 4. Se puede concluir que al utilizar una orientación [0/90/0/90] la energía de ruptura aumenta en un 138% con respecto a la orientación [-45/0/45/90].

De nuevo se calculan los promedios separando los resultados por material y por orientación en cuatro grupos como se observa en la Ilustración 35 y en el 12 De nuevo se utiliza 13.6 J como la energía de ruptura de los experimentos en donde no se presento fractura, aunque se sabe que esta energía debe ser mayor.

37

ANEXO 7. A partir de estos cálculos podemos ver más claramente la influencia de la orientación en el caso del impacto a tensión. Para las probetas de material híbrido la mejora ente una orientación y otra es de 224% y para las de fibra de carbono la mejora es de 72%. Con respecto a la diferencia entre un material y otro, los datos obtenidos no son concluyentes.

Ilustración 34 - Energía de Ruptura por

Orientación

Tabla 4 - Energía de Ruptura por Orientación

Ilustración 35 - Energía de Ruptura por Material y Orientación

Orientación Promedio Desv. Est.

-45/0/45/90 4.37 1.21

0/90/0/90 10.40 3.58

Energía de Ruptura Mejora Porcentual

138%

38

5 Conclusiones

Se manufacturaron paneles de material compuesto con matriz epóxica reforzada con fibras de carbono y aramida de manera exitosa utilizando el método de bolsa de vacío. Se comprobó que el sistema disponible en la Universidad de los Andes permite fabricar de manera fácil compuestos de alto desempeño para propósitos de investigación.

Se logro caracterizar las propiedades de flexión e impacto a tensión de los materiales producidos utilizando normas ASTM. Se obtuvieron resultados con una dispersión aceptable, teniendo en cuenta la poca cantidad de especímenes por experimento que se tuvieron. Lastimosamente no fue posible caracterizar las propiedades a tensión debido a las dimensiones de las probetas, que resultaron muy pequeñas y el área de contacto con las mordazas no fue suficiente para agarrar el material y propiciar la fractura.

Se identificaron los parámetros óptimos de fabricación de los materiales compuestos investigados según la necesidad, es decir si se quiere mayor resistencia a la flexión o al impacto. Además de esto se logro cuantificar las propiedades de materiales híbridos que cuentan con un balance de propiedades bastante interesante. Lo anterior fue posible gracias al método de diseño robusto de Taguchi, que mostro su utilidad, pues se tenían una gran variedad de parámetros a analizar y con una cantidad reducida de experimentos se logro sacar conclusiones interesantes y con fundamento experimental.

39

6 Bibliografía

1. BAQUERO, J. F. Diseño y Fabricación de Bolsa de Vacio en Autoclave para el Curado de Compuestos de Kevlar. Bogota, Colombia : Universidad de Los Andes, 2008.

2. ASTM International. D 3039 Standard Test Method for Tensile Properties of Polymer Matrix Composite Materials. USA : s.n., 2007.

3. —. D 0790 Standard Test Methods for Flexural Properties of Unreinforced and Reinforced Plastics and Electrical Insulating Materials. USA : s.n., 2007.

4. —. D 1822 Standard Test Method for Tensile-Impact Energy to Break Plastics and Electrical Insulating Materials. USA : s.n., 2006.

5. SCHWARTZ, M. M. Composite Materials Handbook. New York, USA : McGraw-Hill, 1984.

6. HEARLE, J. W. S. High-Preformance Fibres. Boca Raton, USA : The Textile Institute, 2004.

7. JOVEN, R. V. Manufactura de Paneles de Kevlar a partir de Procesos de Termocurado. Bogotá, Colombia : Universidad de los Andes, 2008.

8. PINILLA, A. Notas de Clase, DISELMEC. Bogotá : Universidad de Los Andes, 2008.

9. ASTM International. Standard Test for Open-Hole Tensile Strength of Polymer Matrix Composite Laminates. USA : s.n., 2007.

10. BUNSELL, A. R. and RENARD, J. Fundamentals of Fibre Reinforced Composite Materials. Bristol, UK : Institute of Physics Publishing, 2005.

11. GÜRDAL, Z., HAFTKA, R. T. and HAJELA, P. Design and Optimization of Laminated Composite Materials. New York, USA : John Wiley & Sons, 1999.

12. H., DOMININGHAUS. Plastics for Engineers. Germany : Hanser Publishers, 1993.

13. LEE, H. and K., NEVILLE. Handbook of Epoxy Resins. New York, USA : McGraw Hill, 1982.

14. STRONG, A.B. Fundamentals of Composites Manufacturing: Materials, Methods, and Applications. Dearborn, USA : Society of Manufacturing Engineers, 1989.

15. SANJAY, M. K. Composites Manufacturing, Materials, Product and Process Engineering. Boca Raton, USA : CRC Press, 2002.

40

16. WEETON, J. W., PETERS, D. M. y THOMAS, K. L. Engineers' Guide to Composite Materials. Metals Park, USA : American Society for Metals, 1987.

17. ADAMS, D. F., CARLSSON, L. A. y PIPES, R. B. Experimental Characterization of Advanced Composite Materials. Boca Raton, USA : CRC Press, 2003.

18. CHAWLA, K. K. Composite Materials, Science and Engineering. USA : Springer, 1998.

19. AGARWAL, B. D. y BROUTMAN, L. J. Analysis and Preformance of Fiber Composites. New York, USA : John Wiley & Sons, 1990.

20. CHUNG, D. D. L. Carbon Fiber Composites. Newton, USA : Butterworth-Heinemann, 1994.

41

ANEXO 1

Imágenes del proceso de manufactura.

1 - Marcación de la tela

2 - Tela lista para impregnación (Sección blanca a la izquierda es la de soporte)

3 - Lamina de separación

4 - Peel Ply

5 - Cinta de sellado, sensor de temperatura y manguera de vacio

6 - Impregnación de la resina

42

7 - Remoción de exceso de resina

8 - Colocación de las telas impregnadas

9 - Lamina de separación y peel ply superiores

10 - Bleeder y bolsa de vacio

11 - Montaje listo para curar

12 - Panel resultante

43

ANEXO 2

Graficas de Esfuerzo vs. Deformación de los 16 experimentos para la prueba de flexión.

44

45

46

AN

EX

O 3

Dat

os o

bten

idos

en

la p

rueb

a de

flex

ión

para

los

16 e

xper

imen

tos.

Des

v Es

tD

esv

Est

Des

v Es

tD

esv

Est

1Ca

rbon

o0

0am

bien

te3.

450

0.05

041

7.02

20.2

635

.09

0.49

1.37

3%0.

033%

2Ca

rbon

o0

6050

3.51

70.

104

500.

7429

.62

37.7

61.

831.

468%

0.11

0%

3Ca

rbon

o45

9010

03.

342

0.02

939

9.42

9.24

26.7

90.

131.

721%

0.08

9%

4Ca

rbon

o45

120

150

3.03

70.

026

430.

9313

.75

26.7

20.

181.

765%

0.09

9%

5Ca

rbon

o0

6015

03.

150

0.06

656

5.20

29.8

139

.27

0.54

1.54

5%0.

082%

6Ca

rbon

o0

3010

03.

225

0.09

050

6.64

23.4

639

.03

0.59

1.39

8%0.

072%

7Ca

rbon

o45

120

502.

975

0.06

642

6.42

13.6

427

.58

1.18

1.75

2%0.

054%

8Ca

rbon

o45

0am

bien

te3.

080

0.03

245

8.33

16.9

626

.94

0.42

1.85

2%0.

064%

9H

ibri

do0

9050

3.15

80.

014

279.

211.

4330

.65

0.16

1.23

2%0.

018%

10H

ibri

do0

0am

bien

te3.

325

0.04

328

2.22

14.8

930

.22

0.43

1.16

5%0.

176%

11b

Hib

rido

4530

150

3.27

5n.

d.33

1.99

4.35

19.7

91.

262.

033%

0.22

0%

12H

ibri

do45

6010

03.

117

0.01

433

3.37

9.75

21.4

60.

221.

780%

0.04

3%

13H

ibri

do0

120

100

3.24

20.

063

329.

3514

.24

29.9

20.

571.

454%

0.09

1%

14H

ibri

do0

9015

03.

079

0.01

235

7.59

28.7

730

.00

0.25

1.44

4%0.

019%

15H

ibri

do45

0am

bien

te3.

004

0.02

725

6.89

6.05

21.9

70.

381.

613%

0.23

9%

16H

ibri

do45

3050

3.24

20.

030

264.

356.

7220

.82

0.39

2.07

0%0.

070%

a '0' c

orre

spon

de a

la o

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0 /

90 /

0 /

90

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spon

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-45

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/ 45

/ 9

0 ]

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de

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tres

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.

Expe

rim

ento

Elon

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frac

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(%)

Mod

ulo

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Flex

ión

(GPa

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Flex

ión

(MPa

)Te

mp.

(°C)

Tiem

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(min

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(°)

Mat

eria

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peso

r (m

m)

47

AN

EX

O 4

Dat

os o

bten

idos

en

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rueb

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impa

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nsió

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s 16

exp

erim

ento

s.

Des

v Es

tD

esv

Est

Des

v Es

t

1Ca

rbon

o0

0am

bien

te3.

140.

013.

120.

095.

532

1.85

8

2Ca

rbon

o0

6050

3.13

0.02

3.23

0.09

6.18

80.

926

3Ca

rbon

o45

9010

03.

120.

003.

190.

133.

189

1.17

5

4bCa

rbon

o45

120

150

3.40

0.01

2.63

0.41

5.20

00.

490

5cCa

rbon

o0

6015

03.

170.

103.

030.

209.

024

1.23

2

6*Ca

rbon

o0

3010

03.

130.

032.

910.

05>1

3.60

00.

000

7Ca

rbon

o45

120

503.

110.

022.

720.

075.

895

1.15

3

8Ca

rbon

o45

0am

bien

te3.

410.

042.

920.

035.

644

0.45

6

9*H

ibri

do0

9050

3.29

0.02

2.98

0.06

>13.

600

0.00

0

10*

Hib

rido

00

ambi

ente

3.29

0.01

3.04

0.05

>13.

600

0.00

0

11d

Hib

rido

4530

150

3.57

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0.04

2.75

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893

12H

ibri

do45

6010

03.

310.

063.

160.

153.

417

1.37

8

13H

ibri

do0

120

100

3.29

0.01

3.04

0.05

8.07

31.

415

14*

Hib

rido

090

150

3.57

0.05

2.89

0.06

>13.

600

0.00

0

15H

ibri

do45

0am

bien

te3.

610.

072.

850.

073.

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0.07

5

16H

ibri

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3050

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0.01

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0.02

5.04

60.

419

* En

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Ener

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(J)

Expe

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ento

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o

(°)

Tiem

po

(min

)Te

mp.

(°C)

Anc

ho

(mm

)

48

ANEXO 5

Promedios de S/R para resistencia a la flexión.

Consolidado de los 16 experimentos

Datos para experimentos con carbono

Datos para experimentos con híbrido

Nivel Material Angulo Tiempo Temp

1 50.98 50.69

2 53.14 50.98

3 50.65 51.72

4 51.87 52.28

Promedio de S/R

53.24

51.0049.59

51.84

Nivel Angulo Tiempo Temp

1 54.08 52.80

2 54.49 53.27

3 52.02 53.05

4 52.63 53.8552.63

53.86

Promedio de S/N

Nivel Angulo Tiempo Temp

1 49.43 48.59

2 50.45 48.68

3 49.96 50.39

4 50.34 50.7149.38

49.81

Promedio de S/N

49

ANEXO 6

Promedio de S/R para impacto a tensión.

Consolidado de los 16 experimentos

Datos para experimentos con orientación: [0/90/0/90]

Datos para experimentos con orientación: [-45/0/45/90]

Nivel Material Angulo Tiempo Temp.

1 14.84 16.31

2 14.50 16.85

3 18.15 14.62

4 15.72 15.9416.03 11.98

Promedio de S/R

15.83 19.88

Nivel Material Tiempo Temp

1 22.67 19.28

2 17.32 19.16

3 22.67 20.25

4 17.83 20.83

Promedio de S/N

18.30

21.46

Nivel Material Tiempo Temp

1 10.93 13.33

2 8.85 14.55

3 9.12 8.98

4 14.66 11.04

Promedio de S/N

13.35

10.60

50

ANEXO 7

Tablas de promedios en diferentes agrupaciones.

Resistencia a la Flexión por Material y Orientación

Modulo de Flexión por Material y Orientación

Energía de Ruptura por Material Y Orientación

Material Promedio Desv. Est.

Híbrido a 45° 296.65 41.72

Híbrido a 0° 312.09 38.04

Carbono a 45° 428.78 24.12

Carbono a 0° 497.40 60.98

Resistencia a la Flexión Mejora Porcentual

16%

5%

Material Promedio Desv. Est.

Híbrido a 45° 21.01 0.94

Híbrido a 0° 30.20 0.33

Carbono a 45° 27.01 0.39

Carbono a 0° 37.79 1.92

44%

40%

Modulo de Flexión Mejora Porcentual

Material Promedio Desv. Est.

Híbrido a 45° 3.77 0.96

Híbrido a 0° 12.22 2.76

Carbono a 45° 4.98 1.23

Carbono a 0° 8.59 3.67

Energía de Ruptura Mejora Porcentual

224%

72%

51

SINTEPOX LTDA.

RESINA : R-327 ENDURECEDOR: E - 2744 SINTEPOX RESINAS EPOXICAS

Sistema epóxico de mediana viscosidad en base a una resina epóxica tipo Bisfenol A y un endurecedor tipo amina alifática modificada. Sistema usado para relleno de moldes, inyección en grietas y laminados en fibra de vidrio. Para su aplicación en moldes es recomendable usar cargas minerales tales como cuarzo malla 325, 200 o malla 40 usándose las dos primeras para capas intermedias o pequeños espesores de moldes (máximo 20 mm.) y la malla 40 para espesores mayores. También puede usarse como relleno carbonato de calcio M325 R327 ENDURECEDOR Viscosidad a 25° C.: 15 P. 1.5 - 2.5 P Peso especifico: 1.15 gr./c.c. 1.0 gr./c.c. Color Gardner: < 2 < 2 Proporciones: 100 P. P. 25 P. P. Curado mínimo: 24 horas a 25° C Tiempo de gelificado: 25-30 min. a 25° C 100 gr. Después de siete días a temperatura ambiente: Temperatura de deflexión: 75 - 85° C Dureza Shore D: 65 - 70 El envase original de la resina es de 20 Kg. y el del endurecedor es de 3.5 Kg. y pueden conservarse por 12 meses manteniendo los productos entre 18 - 23 ° C. en lugares secos y teniendo bien cerrados los recipientes.

GENERALIDADES: APLICACIONES: CARACTERÍSTICAS: PROPIEDADES: PRESENTACIÓN: S-0246