Tolerancia al daño en los materiales compuestos

Las demandas de ingenios cada vez más eficientes en el cumplimiento de sus misiones y capaces de operar en ambientes de creciente hostilidad con mayores niveles de fiabilidad y seguridad, unidas a las demandas de sistemas estructurales con mayor facilidad de procesado que además permitan lograr ahorros en costes tanto de construcción como operativos, está obligando a un constante desarrollo de los materiales estructurales, así como de los correspondientes procesos y tecnologías a ellos asociados, siendo creciente la demanda de los materiales compuestos estructurales de "altas prestaciones", en particular los reforzados mediante fibras contínuas de diferentes tipos y, en especial, de los de matriz polimérica.

En conjunto puede afirmarse sin lugar a dudas que actualmente se pueden diseñar y fabricar sistemas estructurales fiables y eficientes a base de materiales compuestos de matriz polimérica reforzada con fibras de diferentes tipos (carbono, vidrio, poliaramida, etc.), lográndose importantes mejoras operativas y, en muchas ocasiones, considerables ahorros económicos. Sin embargo, aún quedan problemas por resolver, ya que todavía existen lagunas de conocimientos en la comprensión de ciertos aspectos del comportamiento de los materiales compuestos, fundamentalmente en áreas como mecanismos de fallo y predicción de resistencia, análisis de fallos en servicio, introducción de cargas concentradas, uniones, durabilidad, comportamiento a fatiga, tolerancia al daño, etc.

Y donde estos problemas se ponen de manifiesto de forma contundente y se plantea la necesidad ineludible de encontrar soluciones es en la Industria Aeroespacial, en la que la seguridad y fiabilidad de la estructura ha sido siempre un tema de importancia capital y de preocupación básica. Las estructuras de ingenios aeroespaciales se caracterizan por una elevada eficiencia estructural debiendo cumplir, al mismo tiempo, exigentes requisitos de integridad estructural que deben validarse de acuerdo con una estricta normativa de certificación.

Desarrollar la estructura de una aeronave es, por ello, un proceso complejo y laborioso debido, fundamentalmente, a los altos requisitos de seguridad exigidos, por lo que cada aspecto del comportamiento mecánico en servicio del material debe ensayarse y analizarse completamente, siendo la fatiga y la resistencia residual dos de los más importantes aspectos a considerar en la evaluación de la durabilidad y tolerancia al daño. Adicionalmente, el desarrollo de un nuevo aeroplano está significativamente influido por el incentivo de reducir los costos operativos de la aeronave, lo que se logra reduciendo el peso estructural y las operaciones de mantenimiento, aspectos ambos también directamente relacionados con la "durabilidad" y la "tolerancia al daño".

Cuando se observa el sistema estructural de una aeronave moderna, se tiene la impresión de que los conceptos utilizados en su diseño y realización no han cambiado sustancialmente en los últimos 40 años y, de hecho y a grandes rasgos, puede considerarse que la metodología global que se aplica en el diseño de estas estructuras, así como el tipo de datos (cargas y permisibles de diseño) necesarios para llevarlo a buen fin, en efecto no han variado de forma esencial. Sin embargo, profundizando un poco en el tema se aprecian grandes mejoras en las herramientas disponibles para el diseño y en el grado de definición y conocimiento de los estados de cargas previsibles en servicio.

Y lo que sí ha cambiado también y de forma espectacular, constituyendo, posiblemente, las claves fundamentales que han permitido y permiten hoy en día lograr aeronaves de una eficiencia estructural insospechada hace 40 años, han sido sin duda los importantísimos avances logrados en los materiales estructurales y sus tecnologías de fabricación asociadas, junto a mejoras considerables en el conocimiento relativo al comportamiento de los materiales estructurales en condiciones de servicio continuado.

Hoy en día la seguridad ya no se garantiza únicamente mediante un adecuado diseño desde el punto de vista de resistencia a fatiga (diseño de tipo "vida segura" o "safe-life"), habiéndose evolucionado a diseños de estructura primaria de tipo "seguro al fallo" ("failsafe") o tolerante al daño, conceptos que adquieren una importancia capital y que, además, inciden fundamentalmente en problemas como el reducir los costes operativos ligados a las operaciones de inspección necesarias para garantizar que el dañado acumulado por la estructura no alcanza límites potencialmente catastróficos.

Como ejemplo concreto del que hoy en día es el más avanzado diseño de aeronave de transporte comercial de tipo "convencional", el A380, los criterios de diseño estructural que deben lograrse cubrir son resistencia estática, resistencia residual, durabilidad, crecimiento de grieta, resistencia a fatiga sónica y el denominado criterio "two-bay-crack". Este último consiste en mostrar que una grieta longitudinal en el revestimiento de un fuselaje presurizado con una longitud de dos veces el espaciado intercuadernas y, además, situada sobre una cuaderna central rota, no conduce a un fallo completo de la estructura, considerando como estado de carga 1,15 veces la presión diferencial operativa de cabina a la altitud de crucero y sin considerar cargas externas. Para limitar los sobrepesos que pudieran derivarse del cumplimiento de este último criterio se requiere un material para el revestimiento con elevada resistencia residual y un material de cuadernas de elevada resistencia estática. Adicionalmente a los anteriores criterios de diseño, han de tenerse en cuenta la resistencia a corrosión, reparabilidad e inspeccionabilidad.

Muchos problemas se ponen de manifiesto de forma contundente en la Industria Aeroespacial, donde se plantea la necesidad ineludible de encontrar soluciones

El objetivo fundamental de un diseño "tolerante al daño" es la seguridad, entendiendo por "seguridad" el que la aeronave no falle catastróficamente durante su vida operativa. Tres aspectos deben considerarse: dañado o defectos que pudieran no detectarse no deben comprometer la seguridad de la aeronave durante toda su vida operativa; los que puedan ser detectados no deben comprometer la seguridad de la aeronave durante un determinado periodo de tiempo antes de su detección y, en caso de daño en vuelo (rayo, granizo, impacto de pájaro, fuego enemigo, etc.), la aeronave debe ser capaz de completar el vuelo de forma segura.

La FAA (Federal Aviation Administration) define una "estructura tolerante al daño" como aquella que "ha sido evaluada para asegurar que, caso de presentarse durante la vida operativa de la aeronave un serio dañado por fatiga, corrosión o de forma accidental, la estructura restante puede soportar cargas razonables sin fallo o excesiva deformación estructural hasta que el daño sea detectado". Un importante aspecto del mantenimiento de aeronaves, por tanto, es el de mejorar la eficacia de las inspecciones, de modo que el daño se detecte lo antes posible.

Tres son los aspectos fundamentales a considerar en la evaluación de la tolerancia al daño de una estructura: resistencia residual (define el máximo daño que la estructura puede soportar), propagación del daño (define el periodo de tiempo en que una grieta crece desde una longitud detectable definida hasta la longitud admisible determinada por requisitos de resistencia residual) y detección del daño (define métodos e intervalos de inspección). La importancia relativa de estos aspectos depende mucho del material, niveles de carga de la estructura y vida de servicio requerida.

Los requisitos de diseño tolerante al daño y ensayos asociados en materiales compuestos son considerablemente distintos del caso de aleaciones metálicas. En estas últimas, la tolerancia al daño se relaciona con la velocidad de propagación de una grieta de determinado tamaño y localización (la tolerancia al daño suele entenderse como una medida de diseño de la velocidad de crecimento de grieta, de modo que en estructuras diseñadas como "tolerantes al daño", no se permite el crecimiento de una grieta hasta un tamaño crítico durante la vida en servicio operativo esperada), mientras que en los materiales compuestos usualmente significa la relación existente entre la resistencia al dañado por impacto con requisitos de diseño.

En el caso de cazas, por ejemplo, los requisitos de tolerancia al daño para la estructura del ala realizada en material compuesto establecen dos condiciones. Para impactos de baja energía se establece que el dañado provocado por un impacto de 7 J con un impactador de 12’7 mm no debe limitar (disminuir) ni la carga estática última de diseño ni los requisitos de durabilidad. En el caso de impactos de alta energía los requisitos pueden fijar que tras el daño inducido por un impacto de 140 J con impactador de 25’4 mm, la estructura debe soportar la carga estática límite de diseño y mantener la integridad estructural (ser segura) durante 10 horas de vuelo antes de ser reparada. Las delaminaciones que pueden presentarse durante el servicio, también se incluyen en los estudios de tolerancia al daño.

Tres son los aspectos fundamentales a considerar en la evaluación de la tolerancia al daño de una estructura: resistencia residual, propagación del daño y detección del daño

En el diseño estructural de aeronaves, resulta esencial disponer de los denominados valores "permisibles de diseño" correspondientes al comportamiento de los materiales, valores que deben incluir los efectos relativos a las condiciones de vida en servicio. Estos valores, determinados experimentalmente y de entre los que son de importancia básica los de resistencia mecánica, durabilidad y tolerancia al daño, son fundamentales para poder garantizar la integridad estructural de la aeronave durante su vida operativa.

La necesidad de "permisibles de diseño", dados los aquilatados factores de seguridad empleados en diseño, junto a los requisitos de tolerancia al daño y las especiales características del medio ambiente operativo, son las características que marcan las peculiaridades que la caracterización del comportamiento mecánico de los materiales estructurales empleados en la Industria Aeroespacial presenta. Esta situación se hace considerablemente más compleja en el caso de los materiales compuestos debido a su carácter anisótropo, lo que obliga a realizar un considerablemente mayor número de ensayos.

En la industria aeroespacial y en el caso de los materiales compuestos, especialmente de los reforzados con fibras de carbono, los valores permisibles de comportamiento mecánico para diseño estructural vienen condicionados por el efecto de orificios, secuencia de apilamiento, entallas, etc., unidos a los efectos medioambientales (humedad y temperatura básicamente). Para compuestos reforzados con fibras de carbono, una baja resistencia a impacto, alta sensibilidad a concentraciones de esfuerzos y problemática reparabilidad, unido a efectos medioambientales, son consideraciones esenciales que reducen las deformaciones últimas permisibles de diseño de modo significativo, de forma que actualmente los requisitos de tolerancia al daño limitan las deformaciones en compresión permisibles de diseño en los laminados a valores en el intervalo de las 2500 a 4000 microdeformaciones (µm/m), siendo ésta la restricción fundamental de diseño. En tracción la limitación es del orden de unas 4000 a 5000 microdeformaciones, aunque estas cifras pueden considerarse a la baja en algunos casos.

Si algunos aspectos relativos al comportamiento mecánico en servicio de los materiales compuestos, tales como su respuesta en compresión o vida a fatiga, pudieran predecirse de forma más precisa, podrían utilizarse unos "permisibles de diseño" menos conservativos, lográndose una mayor eficiencia en el empleo de estos materiales en estructuras aeroespaciales.

En la actualidad se sobredimensiona la estructura debido a la necesidad de garantizar la tolerancia al daño, dado que las condiciones operativas e impactos accidentales pueden provocar dañado interno en el material compuesto que, además, es difícil de detectar y puede disminuir la capacidad resistente residual del material.

Algunos autores han tratado de predecir la resistencia de laminados de material compuesto mediante métodos semiempíricos basados en principios de mecánica de fracturas, pero en general los métodos sólo son aplicables dentro de los límites de las hipótesis de la mecánica lineal elástica de fractura, cuya aplicación al crecimiento de grietas en materiales compuestos, presenta serias dificultades debido no sólo al elevado grado de anisotropía que complica el análisis de esfuerzos, sino al problema fundamental de que la zona de daño en punta de grieta a menudo se extiende sobre un gran volumen del material, invalidando, por consiguiente, la aplicabilidad del método.

El concepto de variación crítica de liberación de energía de deformación por unidad de crecimiento de grieta, utilizado con éxito para caracterizar la fractura de materiales isotrópicos, se utiliza asimismo en el caso de la fractura de los materiales compuestos fibrosos, a pesar de la gran diferencia en el comportamiento micromecánico en fractura de ambos tipos de material. Si existe inicialmente una grieta paralela a las fibras, su crecimiento probablemente sea auto-consistente, por lo que los principios genéricos de mecánica de fractura, pueden ser esencialmente válidos para caracterizar la tenacidad. Pero puede suceder que la grieta en cierto momento y bajo determinadas circunstancias se "ramifique", haciéndose "trans-fibrilar" y por ello se han hecho intentos para ampliar la mecánica lineal de fractura al caso de carga en modo mixto en materiales compuestos. Cualquier micromecanismo que absorba energía incrementará la resistencia a fractura del material y una zona de daño mayor producida en punta de grieta dará como resultado mayor tenacidad y tolerancia al daño. Debido a la complejidad de los procesos de fallo en materiales compuestos y al número de parámetros involucrados, no existe un modelo analítico genérico que prediga con éxito la tenacidad de los laminados.

El fallo inicial más común suele ser el agrietamiento intralaminar (a lo largo de las fibras) a través del espesor de las láminas cuyas fibras están desalineadas respecto al eje de aplicación de carga. Este agrietamiento raramente involucra fractura de fibras y se produce a través de matriz y entrecaras, debido a la baja resistencia a tracción de la matriz y a un enlace débil fibra-matriz, unido a concentraciones de esfuerzos en la entrecara fibra/matriz, originados por contracciones de la matriz durante el curado y diferencias de rigidez y coeficientes de dilatación térmica entre fibra y matriz.

La modificación de la matriz para aumentar su tenacidad, ejerce un efecto positivo en la tenacidad total que disminuye al aumentar el contenido volumétrico en fibra. Por otro lado, la interfase resultante de la interacción de una matriz polimérica con la superficie de una fibra de refuerzo, puede en muchos casos ser el constituyente que controle las prestaciones y respuesta mecánica en servicio del material compuesto. El aumento de resistencia del enlace de entrecaras fibra/matriz, puede cambiar el micromecanismo de fallo, por ejemplo de un deslizamiento friccional débil de la fibra de carbono dentro de su alojamiento en matriz, a un fallo interfacial de la propia matriz. En el caso de una mala unión interfacial se observa, en roturas translaminares, abundante extracción de fibras que simplemente están embebidas en cavidades de la matriz, no pudiendo por tanto transferir cargas a la matriz y, a través de ésta, a otras fibras. Las propiedades mecánicas de resistencia en este caso son malas, aunque mejora la energía de fractura de ese mismo material. En el extremo opuesto, una buena unión interfacial da lugar a una buena transferencia de esfuerzos a nivel micromecánico, lo que mejora la resistencia en tracción paralela de un material compuesto unidireccional, aunque suele entonces suceder que el material compuesto resulta frágil con fallo súbito y catastrófico.

La delaminación se suele iniciar en puntos de discontinuidad geométrica, de carga o de estructura del material, aunque puede asimismo originarse debido a cargas de compresión que den lugar a esfuerzos locales transversales o de cortadura en el laminado, así como en defectos originados durante las operaciones de fabricación y mecanizado o durante la vida en servicio.

Un mayor contenido volumétrico en fibra y mayor "empaquetamiento" o "anidado" de las láminas, conducen a un incremento de fibras "puente", lo que a su vez lleva a una mayor resistencia al crecimiento de la fractura interlaminar.

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Texto basado en la ponencia presentada en las XVI Jornadas de Materiales Compuestos / Plásticos Reforzados, organizadas por el Centro Español de Plásticos