Specimens manufacturing by infusion for the ”Outcome Lower Skin” structural tests pyramid (Clean Sky 2)



<div class="center" style="width: auto; margin-left: auto; margin-right: auto;">
P. Tabarés<sup>a</sup>, J. Cuenca<sup>b</sup></div>

<div class="center" style="width: auto; margin-left: auto; margin-right: auto;">
<sup>a,b</sup> <span style="text-align: center; font-size: 75%;">FIDAMC, Fundación para la Investigación, Desarrollo y Aplicación de Materiales Compuestos,                                                                                                      Avda. Rita Levi Montalcini 29, 28906 Getafe, Madrid, Spain</span></div>

{| style="width: 87%;border-collapse: collapse;" 
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|  colspan='2'  style="text-align: center;vertical-align: top;"|<big>Fabricación de especímenes mediante infusión para la pirámide de ensayos estructurales del “Outcome Lower Skin” (Clean Sky 2)</big>
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|  style="border-bottom: 1pt solid black;vertical-align: top;"|<span style="text-align: center; font-size: 75%;"> [[Image:Draft_Compuestos_844652846-image1.png|54px]] </span>
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|  style="border-top: 1pt solid black;border-bottom: 1pt solid black;vertical-align: top;"|<span style="text-align: center; font-size: 75%;">Historia del artículo:</span>

<span style="text-align: center; font-size: 75%;">Recibido 31 de Mayo 2019</span>

<span style="text-align: center; font-size: 75%;">En la versión revisada 15 de Junio 2019</span>

<span style="text-align: center; font-size: 75%;">Aceptado 5 de Julio 2019</span>

<span style="text-align: center; font-size: 75%;">Accesible online 30 de Abril de 2020</span>
|  rowspan='4' style="vertical-align: top;"|<span style="text-align: center; font-size: 75%;">El objetivo de este proyecto ha sido la fabricación de los especímenes destinados a los ensayos estructurales que se han realizado para soportar el diseño, análisis y cualificación del “Outcome Lower Skin” dentro del marco del programa Clean Sky 2. Se trata de la pirámide de ensayos del revestimiento inferior rigidizado para el avión militar C295 de Airbus Defence & Space.</span>

<span style="text-align: center; font-size: 75%;">A lo largo del proyecto se han desarrollado los métodos de fabricación con fibra de carbono UD seca hasta obtener un proceso automatizado, robusto y eficiente para conseguir llegar a fabricar el revestimiento inferior de un ala con larguerillos y largueros integrados, y que podrá competir con los procesos típicos de preimpregnado en lo relativo a fabricabilidad, ratio, rendimiento y coste. </span>

<span style="text-align: center; font-size: 75%;">El proceso de fabricación empleado para la obtención de dichos especímenes consiste en la laminación automática de las preformas de fibra seca mediante AFP (Automated Fiber Placement), un posterior conformado en caliente de los rigidizadores y finalmente el proceso de infusión mediante la técnica VAP (Vacuum Assisted Process).</span>

<span style="text-align: center; font-size: 75%;">Para conseguir este objetivo se ha realizado la puesta a punto de la máquina de Fiber Placement optimizando los parámetros de encintado para el procesado del material a utilizar (cinta unidireccional de Hexcel Hi-Tape) y la resina RTM6. Por otro lado se han  realizado diversas pruebas de conformado en caliente de los laminados encintados mediante el proceso anterior y diversas configuraciones de bolsa para la integración de rigidizadores y revestimiento mediante infusión hasta llegar a encontrar los parámetros de proceso claves para la obtención de piezas válidas para alimentar la pirámide de ensayos.</span>


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|  style="border-top: 1pt solid black;vertical-align: top;"|<span style="text-align: center; font-size: 75%;">Palabras clave:</span>

<span style="text-align: center; font-size: 75%;">Infusión</span>

<span style="text-align: center; font-size: 75%;">Fibra seca</span>

<span style="text-align: center; font-size: 75%;">Outcome</span>

<span style="text-align: center; font-size: 75%;">VAP</span>

<span style="text-align: center; font-size: 75%;">AFP</span>
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|  colspan='2'  style="vertical-align: top;"|<big>Specimens manufacturing by infusion for the ”Outcome Lower Skin” structural tests pyramid (Clean Sky 2)</big>
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|  style="border-bottom: 1pt solid black;vertical-align: top;"|<span style="text-align: center; font-size: 75%;"> [[Image:Draft_Compuestos_844652846-image2.png|54px]] </span>
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|  style="border-top: 1pt solid black;border-bottom: 1pt solid black;vertical-align: top;"|<span style="text-align: center; font-size: 75%;">Keywords:</span>

<span style="text-align: center; font-size: 75%;">Infusion</span>

<span style="text-align: center; font-size: 75%;">Dry fiber</span>

<span style="text-align: center; font-size: 75%;">Outcome</span>

<span style="text-align: center; font-size: 75%;">VAP</span>

<span style="text-align: center; font-size: 75%;">AFP</span>
|  rowspan='2' style="vertical-align: top;"|<span style="text-align: center; font-size: 75%;">The aim of this project had been the infusion specimens manufacturing to support design, analysis and qualification for the “Outcome Lower Skin” pyramid structural tests inside the Clean Sky 2 programm. It is the reinforcement lower skin structural tests pyramid for the C295 military aircraft from Airbus Defence & Space.</span>

<span style="text-align: center; font-size: 75%;">Along the project UD dry fiber manufacturing process had been developed until to obtain an automatic, robust and efficiency process in order to be able to manufacture a lower skin with stringers and spars integrated and that will be able to compete with the typical prepreg process with regard to fabricability, ratio, performance and cost.</span>

<span style="text-align: center; font-size: 75%;">The manufacturing process includes the dry fiber pre-forms automatic lay-up by AFP (Automated Fiber Placement), a hot-forming process for the stringers and finally a process infusion by VAP (Vacuum Assisted Process). To achive this goal, the AFP has been set up to optimize the laying parameters for the processing of the material to be used (½” Hexcel Hi-Tape fiber) and RTM6 resin. On the other hand, several tests of hot forming had been carried out modifying process variables, and several infusion bags configurations had been used to stringers and skin integration by infusion (VAP) until to find the key process parameters to obtain valid parts for the structural test pyramid.</span>
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|  style="border-top: 1pt solid black;text-align: center;vertical-align: top;"|
|}


==1 Introducción==

En el campo de la aeronáutica, los avances en automatización con la industrialización de máquinas de ATL (Automated Tape Laying) y AFP (Automated Fiber Placement) y de los procesos de conformado en prensa (press-forming), permiten actualmente encintar y conformar grandes piezas de fibra preimpregnada en poco tiempo y con una calidad y prestaciones controladas, que unido al reducido peso y buen comportamiento mecánico ha extendido el uso de material compuesto en la estructura del avión, superando a los materiales metálicos en los últimos modelos de Airbus y Boeing (A350 – 55% , B787 – 50% del peso estructural).

Si se tiene en cuenta que las estimaciones de mercado de aviones civiles de los grandes fabricantes indican que se producirán en torno a 25.000 aviones a lo largo de los próximos 20 años, por lo que la necesidad de buscar alternativas que permitan producir aviones de manera más productiva y con unos menores costes de producción (en resumidas cuentas que permitan una mayor capacidad competitiva y asegurando por encima de todo un mayor respeto al medio ambiente), se hace imperiosa.

El problema principal es que el aumento de materiales compuestos en la aeronáutica no ha venido acompañado de alteraciones significativas en los procesos de fabricación. Si bien es cierto que los procesos se han ido optimizando y mejorando, la tecnología de materiales compuestos para aplicaciones aeronáuticas se sigue basando casi exclusivamente en materiales termoestables preimpregnados de fibra de carbono que se depositan automáticamente, se someten a compactación intermedia mediante bolsas de vacío y finalmente se curan en autoclaves de grandes dimensiones.

Para lograr los niveles de productividad que exige el mercado actual y futuro, dentro del proyecto “Outcome Lower Skin” enmarcado dentro del programa europeo Clean Sky 2 se ha trabajado en el desarrollo de los procesos de fabricación de estructuras aeronáuticas altamente integradas mediante procesos de infusión de fibra seca.

==2 Objetivo==

El objetivo principal de este proyecto es la obtención de los especímenes necesarios para realizar la pirámide de ensayos estructurales que se han realizado para soportar el diseño, análisis y cualificación  de la fabricación del revestimiento inferior rigidizado para el avión militar C295 de Aibus Defence & Space mediante este proceso de encintado automático de fibra seca, conformado en caliente e infusión mediante técnica VAP.

Para alcanzar este objetivo, paralelamene ha sido necesario realizar la puesta a punto de los distintos procesos utilizados para el procesado de la fibra seca, para lograr los niveles de productividad y calidad que exige el mercado actual y futuro.

[[Image:Draft_Compuestos_844652846-image5-c.png|600px]]

<div class="center" style="width: auto; margin-left: auto; margin-right: auto;">
<span style="text-align: center; font-size: 75%;">'''Figura 1.''' Outer external wing box del C295</span></div>

==3 Descripción de los trabajos==

==='''3.1''' Material===

El material seleccionado para el proyecto fue el Hi-Tape UD210 (IMA/V800E/ZD4/12.7mm) de Hexcel y la resina RTM6 del mismo fabricante.

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 [[Image:Draft_Compuestos_844652846-image6-c.jpeg|600px]] </div>

<div class="center" style="width: auto; margin-left: auto; margin-right: auto;">
<span style="text-align: center; font-size: 75%;">'''Figura 2.''' Material Hi-Tape de Hexcel.</span></div>

==='''3.2''' Puesta a punto de la máquina AFP y del material===

La fase inicial del proyecto consistió en la puesta a punto de la máquina de Fiber placement para poder trabajar con este material. Para ello se realizaron distintitas pruebas para optimizar la potencia del láser según el requerimiento de calentamiento del material. También fueron necesarias modificaciones en el sistema de guiado del material desde el bobinador hasta el cabezal.

De igual forma, también fueron necesarias ciertas modificaciones en el sistema de fabricación del material para garantizar la estabilidad del ancho de las tows al pasar por el sistema de guiado, realizándose todas estas modificaciones en colaboración con el fabricante de material (Hexcel).

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 [[Image:Draft_Compuestos_844652846-image7-c.jpeg|468px]] </div>

<div class="center" style="width: auto; margin-left: auto; margin-right: auto;">
<span style="text-align: center; font-size: 75%;">'''Figura 2.''' Foto de la máquina AFP</span></div>

==='''3.3''' Proceso de fabricación===

====3.3.1 Laminado y corte panex====

Según el sistema de fabricación empleado en el proyecto todos los elementales (tanto pieles como laminados base para conformado de larguerillos) se laminan en plano mediante la máquina AFP y posteriormente serán conformados a la geometría deseada.

Para el caso de los larguerillos, se encinta un laminado del que posteriormente se extrae mediante corte panex el desarrollo en plano de cada uno de los larguerillos necesarios.

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 [[Image:Draft_Compuestos_844652846-image8-c.png|600px]] </div>

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 [[Image:Draft_Compuestos_844652846-image9-c.png|600px]] </div>

<span style="text-align: center; font-size: 75%;">'''Figura 3.''' Panel de Hi-Tape laminado en AFP y posterior corte panex del desarrollo en plano de los larguerillos. </span>

====3.3.2 Conformado de larguerillos====

Una vez realizado el encintado y el corte panex del desarrollo de cada uno de los larguerillos, se procede a la primera etapa de conformado, consistente en obtener una preforma con sección en C a partir del laminado en plano. Para llegar a la obtención de una preforma en C sin arrugas se han probado durante el proyecto tanto distintas configuraciones de bolsas de conformado cómo de ciclos de conformado, hasta llegar a encontrar la combinación exacta que permitía la obtención de estas preformas con buena calidad y de manera repetitiva.

Una vez obtenida la preforma con sección en C, el siguiente paso es el corte de esta preforma para la obtención de dos preformas con sección en L, que junto con el roving se unen en un segundo ciclo de conformado para la obtención del larguerillo con secciónen T que se integrará en la siguiente fase de infusión.

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[[Image:Draft_Compuestos_844652846-image10-c.png|center|396px]]
 [[Image:Draft_Compuestos_844652846-image11-c.png|354px]]  [[Image:Draft_Compuestos_844652846-image12-c.png|180px]] </div>

<div class="center" style="width: auto; margin-left: auto; margin-right: auto;">
<span style="text-align: center; font-size: 75%;">'''Figura 4.''' Primera etapa de conformado a preforma en C y segunda etapa de conformado para obtener larguerillo en T para integración.</span></div>

====3.3.3 Infusión y curado====

Una vez conformados los elementales el siguiente paso del proceso de fabricación es la integración de dichos elementales en el utillaje junto con los materiales auxiliares necesarios para realizar las bolsas de vacío necearias para la infusión. En este caso al tratarse de un proceso VAP (Vacuum Assisted Process) se realiza una primera bolsa con membrana semipermeable cuya misión es retener la resina incorporada a la pieza y a la vez permitir la salida de volátiles y de aire atrapado en la misma. Por encima de esta primera bolsa se realiza una segunda bolsa cuyo objetivo es la de compactar la pieza contra el útil y sacar a través de la aireación entre ambas bolsas el aire atrapado en la primera.

Una vez realizado el montaje de ambas bolsas se procede a realizar la infusión en estufa, para lo cual hay que subir la pieza hasta la temperatura de infusión (120ºC para el caso de la RTM6) y tras realizar la transferencia de resina se procede a elevar la temperatura hasta la temperatura de curado (180ºC). Tras un tiempo de estabilización a esta temperatura de curado, se produce el enfriamiento de la pieza y el desmoldeo de la misma para pasar a las siguientes etapas de inspección.

[[Image:Draft_Compuestos_844652846-image13-c.png|600px]]

<div class="center" style="width: auto; margin-left: auto; margin-right: auto;">
<span style="text-align: center; font-size: 75%;">'''Figura 5.''' Pieza en bolsa de infusión</span></div>

====3.3.4 Inspecciones====

Al tratarse de piezas destinadas a alimentar una pirámide de ensayos estructurales, todas las piezas han sido inseccionadas por ultrasonidos mediante la técnica pulso-eco y a todas las piezas se les ha realizado un análisis dimensional, tanto de espesores como de dimensiones generales y de posición relativa de larguerillos.

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 [[Image:Draft_Compuestos_844652846-image14-c.png|600px]] </div>

<div class="center" style="width: auto; margin-left: auto; margin-right: auto;">
 [[Image:Draft_Compuestos_844652846-image15-c.png|600px]] </div>

<div class="center" style="width: auto; margin-left: auto; margin-right: auto;">
<span style="text-align: center; font-size: 75%;">'''Figura 6.''' C-Scan de algunos de los especímenes fabricados</span></div>

==='''3.4''' Especímenes fabricados===

Este ha sido el proceso que se ha utilizado para la fabricación de los distintos especímenes que componen la pirámide de ensayos, si bien es verdad que los detalles de utillaje y el esquema de bolsa se han ido modificando especimen a especimen a lo largo del proyecto en función de la geometría del especímen y también como resultado de las lecciones aprendidas a lo largo del mismo.

A continuación se detallarán las piezas fabricadas por Fidamc durante el desarrollo de este proyecto para alimentar la pirámide de ensayos estructurales del Outcome Lower Skin.

Los objetivos de estos ensayos son dos: por un lado caracterizar el modo de fallo de las distintas piezas fabricadas y por otro lado validar la metodología y criterio de fallo a emplear en el dimensionado del prototipo del outer wing box.

====3.4.1 Stringer Crippling====

Se han fabricado 12 piezas de stringer crippling (dimensiones aproximadas 200x150mm) de 2 configuraciones distintas (6 de espesor fino y 6 de espesor grueso) para formar parte de la pirámide de ensayos, de las cuales la mitad se han ensayado en condiciones RT/AR y la otra mitad en condiciones Hot/Wet [1].

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 [[Image:Draft_Compuestos_844652846-image16-c.png|456px]] </div>

<div class="center" style="width: auto; margin-left: auto; margin-right: auto;">
<span style="text-align: center; font-size: 75%;">'''Figura 7.''' Pieza de stringer crippling fabricada</span></div>

====3.4.2 Stringer Run-Out Detail====

Se han fabricado 7 piezas de stringer run-out detail (dimensiones aproximadas 900x150mm) para formar parte de la pirámide de ensayos, de las cuales 3 se han ensayado en condiciones RT/AR, otras 3 en condiciones Hot/Wet, y 1 se ha empleado para determinar la energía de impacto [2].

[[Image:Draft_Compuestos_844652846-image17-c.png|600px]]

<div class="center" style="width: auto; margin-left: auto; margin-right: auto;">
<span style="text-align: center; font-size: 75%;">'''Figura 8.''' Pieza de stringer run-out detail fabricada.</span></div>

====3.4.3 Spar Web====

Se han fabricado 30 piezas de spar web (dimensiones aproximadas 560x400mm) de 2 configuraciones distintas (15 de espesor fino y 15 de espesor grueso) para formar parte de la pirámide de ensayos, de las cuales la mitad se han ensayado en condiciones RT/AR y la otra mitad en condiciones Hot/Wet [3].

<div class="center" style="width: auto; margin-left: auto; margin-right: auto;">
 [[Image:Draft_Compuestos_844652846-image18-c.png|450px]] </div>

<div class="center" style="width: auto; margin-left: auto; margin-right: auto;">
<span style="text-align: center; font-size: 75%;">'''Figura 9.''' Pieza de Spar Web fabricada.</span></div>

====3.4.4 Skin Panel Subcomponent====

Se han fabricado 5 piezas (dimensiones aproximadas 2300x900mm) de configuraciones distintas (2 compression thin, 1 compression thick y 2 shear thin) para la realización de ensayos estáticos en condiciones RT/AR y una de ellas para determinar la energía de impacto [4].

[[Image:Draft_Compuestos_844652846-image19-c.jpeg|600px]]

<div class="center" style="width: auto; margin-left: auto; margin-right: auto;">
<span style="text-align: center; font-size: 75%;">'''Figura 10.''' Pieza de Skin Panel fabricada.</span></div>

====3.4.5 Stringer Run-Out Subcomponent====

Se han fabricado 3 piezas (dimensiones aproximadas 2600x550mm), 2 de ellas se han empleado para la realización de ensayos estáticos en condiciones RT/AR, y 1 para determinar la energía de impacto [5].

[[Image:Draft_Compuestos_844652846-image20-c.jpeg|282px]]

<div class="center" style="width: auto; margin-left: auto; margin-right: auto;">
<span style="text-align: center; font-size: 75%;">'''Figura 11.''' Pieza de Stringer Run-Out subcomponent fabricada.</span></div>

==4 Conclusiones==

Durante el desarrollo de este proyecto no sólo se han fabricado piezas para alimentar la pirámide de ensayos estructurales, si no que paralelamente se ha ido desarrollando  el proceso de fabricación mediante infusión en todas sus etapas hasta llegar a conseguir la obtención de piezas de buena calidad aptas para pasar a formar parte de la pirámide de ensayos del prototipo del Outcome wing box lower skin.

A día de hoy y tras la consecución de este proyecto, se ha conseguido desarrollar la tecnología hasta un punto en el que resultaría factible dar el salto a su aplicación a escala industrial para la fabricación de piezas de serie.

==Agradecimientos==

Se quiere agradecer al equipo de trabajo de Airbus Defense & Space involucrado en el proyecto el soporte continuo durante el desarrollo del mismo, así como la comprensión y trabajo en equipo para ir superando las dificultades que se han ido aconteciendo en el día a día.

Igualmente agradecer a todo el equipo de Fidamc implicado en la realización de este proyecto durante estos dos años.

==Referencias==

[<span id="fn-"></span>([[#fnc-|<sup></sup>]]) ] TAE-CS-SP-170001 (Crippling test on stringer segments made of Hexcel HiTape + RTM6. Test specification).

[2] TAE-CS-SP-170005 (Test on stringer run-out details made of Hexcel HiTape + RTM6. Test specification).

[3] TAE-CS-SP-160003 (Development test on spar web panels. Test specification).

[4] TAE-CS-SP-170007 (Test on panels made of Hexcel HiTape + RTM6. Test specification).

[5] TAE-CS-SP-180001 (Test on stringer run-out subcomponent made of Hexcel HiTape + RTM6. Test specification).