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Articulo de referencia

Pruebas de fatiga

Prueba de fatiga del ala del Airbus A380 realizada por el IABG (mostrando el ala deformada hacia arriba superpuesta al ala sin carga). El ala se probó durante un total de 47 500...

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Prueba de fatiga del ala del Airbus A380 realizada por el IABG (mostrando el ala deformada hacia arriba superpuesta al ala sin carga). El ala se probó durante un total de 47 500 vuelos, lo que equivale a 2,5 veces el número de vuelos en 25 años de operación. Cada vuelo de 16 horas tardó 11 minutos en simularse en el banco de pruebas de fatiga. [ 1 ]

Las pruebas de fatiga son una forma especializada de ensayo mecánico que se realiza aplicando cargas cíclicas a una probeta o estructura. Estas pruebas se utilizan para generar datos sobre la vida útil a la fatiga y el crecimiento de grietas, identificar puntos críticos o demostrar la seguridad de una estructura susceptible a la fatiga. Las pruebas de fatiga se aplican a una amplia gama de componentes, desde probetas hasta artículos de prueba a escala real, como automóviles y aeronaves .

Los ensayos de fatiga en probetas se realizan típicamente con máquinas de ensayo servohidráulicas capaces de aplicar grandes cargas cíclicas de amplitud variable . [ 2 ] También se pueden aplicar ensayos de amplitud constante con máquinas oscilantes más sencillas. La vida a fatiga de una probeta es el número de ciclos necesarios para romperla. Estos datos se pueden utilizar para crear curvas de tensión-vida o deformación-vida. La velocidad de propagación de grietas en una probeta también se puede medir, ya sea durante el ensayo o posteriormente, mediante fractografía . Los ensayos de probetas también se pueden realizar dentro de cámaras ambientales donde se pueden controlar la temperatura, la humedad y el entorno que pueden afectar la velocidad de propagación de grietas.

Debido al tamaño y la forma singular de los prototipos a escala real, se construyen bancos de ensayo especiales para aplicar cargas mediante una serie de actuadores hidráulicos o eléctricos . Estos actuadores reproducen las cargas significativas que experimenta una estructura, las cuales, en el caso de las aeronaves, pueden consistir en maniobras, ráfagas de viento, vibraciones y cargas tierra-aire-tierra (GAG). Se aplica repetidamente una muestra representativa o un bloque de carga hasta que se demuestre la vida útil segura de la estructura o se produzcan fallos que requieran reparación. Se instala instrumentación como células de carga , extensómetros y medidores de desplazamiento en la estructura para garantizar la aplicación correcta de la carga. Se realizan inspecciones periódicas de la estructura en torno a concentraciones de tensión críticas , como orificios y accesorios, para determinar el momento en que se detectaron grietas y asegurar que cualquier grieta que se produzca no afecte a otras áreas del prototipo. Dado que no se pueden aplicar todas las cargas, las cargas estructurales desequilibradas suelen transmitirse al suelo del banco de ensayo a través de estructuras no críticas, como el tren de aterrizaje.

Las normas de aeronavegabilidad generalmente requieren que se realice una prueba de fatiga para aeronaves grandes antes de la certificación para determinar su vida útil segura . [ 3 ] Las aeronaves pequeñas pueden demostrar su seguridad mediante cálculos, aunque normalmente se utilizan mayores márgenes de seguridad o factores de dispersión debido a la incertidumbre adicional que esto implica.

Pruebas de cupones

Máquina de ensayo de fatiga MTS-810

Las pruebas de fatiga se utilizan para obtener datos del material, como la velocidad de crecimiento de una grieta por fatiga, que se pueden usar con ecuaciones de crecimiento de grietas para predecir la vida útil por fatiga. Estas pruebas generalmente determinan la velocidad de crecimiento de la grieta por ciclo.da/dnorte{\displaystyle da/dN}frente al rango del factor de intensidad de estrésΔK=Kmáximo−Kmin{\displaystyle \Delta K=K_{\max }-K_{\min }}donde el factor de intensidad de tensión mínimoKmin{\displaystyle K_{\min }}corresponde a la carga mínima paraR>0{\displaystyle R>0}y se toma como cero paraR≤0{\displaystyle R\leq 0}, yR{\displaystyle R}es la relación de tensiónR=Kmin/Kmáximo{\displaystyle R=K_{\min }/K_{\max }}Se han desarrollado pruebas estandarizadas para garantizar la repetibilidad y permitir la fácil determinación del factor de intensidad de tensión, pero se pueden utilizar otras formas siempre que la probeta sea lo suficientemente grande como para ser mayoritariamente elástica. [ 4 ] En los casos en que predomina la iniciación de grietas a partir de inclusiones subsuperficiales, se puede utilizar la teoría de valores extremos para determinar el efecto del tamaño de la probeta. [ 5 ]

forma de cupón

Se pueden utilizar diversos cupones, pero algunos de los más comunes son:

  • Probeta de tensión compacta (CT). La probeta compacta utiliza la menor cantidad de material para medir el crecimiento de grietas. [ 4 ] Las probetas de tensión compactas suelen utilizar pasadores ligeramente más pequeños que los orificios de la probeta para aplicar las cargas. Sin embargo, este método impide la aplicación precisa de cargas cercanas a cero, por lo que no se recomienda su uso cuando se requieren cargas negativas. [ 4 ]
  • Panel de tensión con fisura central (CCT). La muestra de tensión con fisura central o de tensión media está hecha de una lámina o barra plana que contiene dos agujeros para fijarla a las mordazas.
  • Cupón de tensión con muesca de borde único (SENT). [ 6 ] El cupón de borde único es una versión alargada del cupón de tensión compacto.

Instrumentación

La siguiente instrumentación se utiliza habitualmente para el seguimiento de las pruebas de cupones:

  • Los extensómetros se utilizan para monitorizar la carga aplicada o los campos de tensión alrededor de la punta de la grieta. Se pueden colocar debajo de la trayectoria de la grieta o en la cara posterior de una probeta de tracción compacta. [ 7 ]
  • Un extensómetro o medidor de desplazamiento se puede utilizar para medir el desplazamiento de apertura de la punta de la grieta en la boca de la misma. Este valor permite determinar el factor de intensidad de tensión, que varía con la longitud de la grieta. Los medidores de desplazamiento también se pueden utilizar para medir la compliancia de una probeta y la posición durante el ciclo de carga en la que se produce el contacto entre las caras opuestas de la grieta, con el fin de medir el cierre de la misma .
  • Las cargas de prueba aplicadas suelen ser monitorizadas en la máquina de ensayo mediante una célula de carga.
  • Se puede utilizar un microscopio óptico portátil para medir la posición de la punta de la grieta.

Pruebas de fatiga a gran escala

Prueba de fatiga en Boeing Everett

Las pruebas a gran escala pueden utilizarse para:

  1. Validar el programa de mantenimiento de aeronaves propuesto.
  2. Demostrar la seguridad de una estructura que puede ser susceptible a daños generalizados por fatiga.
  3. Generar datos de fatiga
  4. Validar las expectativas sobre el inicio y el patrón de crecimiento de las grietas.
  5. Identificar ubicaciones críticas
  6. Validar el software utilizado para diseñar y fabricar la aeronave.

Las pruebas de fatiga también pueden utilizarse para determinar hasta qué punto un daño generalizado por fatiga puede ser un problema.

Artículo de prueba

La certificación exige conocer y registrar el historial completo de cargas a las que ha estado sometida la pieza de prueba. El uso de piezas de prueba que se hayan utilizado previamente para ensayos estáticos ha provocado problemas cuando se han aplicado sobrecargas , lo que puede retrasar la velocidad de propagación de las grietas por fatiga.

Las cargas de prueba se registran normalmente mediante un sistema de adquisición de datos que obtiene información de posiblemente miles de entradas de instrumentación instalada en el elemento de prueba, incluyendo: galgas extensométricas, manómetros, células de carga, LVDT, etc.

Las grietas por fatiga suelen originarse en zonas de alta tensión, como concentraciones de tensión o defectos de material y fabricación. Es importante que la pieza de ensayo sea representativa de todas estas características.

Las grietas pueden originarse en las siguientes fuentes:

  • Desgaste por fricción , generalmente debido a cargas dinámicas con un alto número de ciclos.
  • Agujeros mal perforados o agujeros de tamaño incorrecto para sujetadores de ajuste a presión . [ 8 ]
  • Tratamiento del material y defectos como inclusiones rotas . [ 9 ]
  • Concentraciones de tensión como agujeros y filetes.
  • Arañazos, daños por impacto.

Secuencia de carga

Se aplica repetidamente un bloque representativo de carga hasta que se demuestre la vida útil segura de la estructura o se produzcan fallos que requieran reparación. El tamaño de la secuencia se elige de manera que las cargas máximas que puedan causar efectos de retardo se apliquen con la frecuencia suficiente, normalmente al menos diez veces a lo largo del ensayo, para evitar efectos de secuencia. [ 10 ]

La secuencia de carga generalmente se filtra para eliminar la aplicación de ciclos pequeños que no causen daño por fatiga y que tardarían demasiado en aplicarse. Normalmente se utilizan dos tipos de filtrado:

  1. El filtrado de banda muerta elimina los ciclos pequeños que caen completamente dentro de un rango determinado, como +/-3g.
  2. El filtrado de subida y bajada elimina los ciclos pequeños que son inferiores a un cierto rango, como por ejemplo 1g.

La frecuencia de prueba de estructuras grandes suele estar limitada a unos pocos Hz y debe evitar la frecuencia de resonancia de la estructura. [ 11 ]

Banco de pruebas

Banco de pruebas de fatiga en la base de la Fuerza Aérea Wright-Patterson

Todos los componentes que no forman parte del artículo de prueba ni de la instrumentación se denominan banco de pruebas . Los siguientes componentes se encuentran típicamente en pruebas de fatiga a escala real :

  • Distribuidores de carga . Para aplicar las cargas correctas a las distintas partes de la estructura, se utiliza un mecanismo conocido como distribuidor de carga para distribuir las cargas desde un actuador de carga al elemento de prueba. Las cargas aplicadas a un punto central se distribuyen a través de una serie de vigas conectadas mediante articulaciones para producir cargas conocidas en las conexiones de los extremos. Cada conexión de extremo suele estar unida a una almohadilla que se adhiere a la estructura, como por ejemplo el ala de un avión. Normalmente se utilizan cientos de almohadillas para reproducir las cargas aerodinámicas e inerciales que se producen en el ala. Debido a que el distribuidor de carga consta de enlaces de tensión, no puede aplicar cargas de compresión y, por lo tanto, normalmente se utilizan distribuidores de carga independientes en los lados superior e inferior de las pruebas de fatiga del ala.
  • Se utilizan actuadores hidráulicos, electromagnéticos o neumáticos para aplicar cargas a la estructura, ya sea directamente o mediante un distribuidor de carga. Una célula de carga se coloca en línea con el actuador y el controlador de carga la utiliza para regular las cargas aplicadas. Cuando se utilizan varios actuadores en una estructura de prueba flexible, puede producirse una interacción entre ellos. El controlador de carga debe garantizar que no se apliquen ciclos de carga no deseados a la estructura como resultado de esta interacción.
  • Restricciones de reacción. Muchas de las cargas, como las fuerzas aerodinámicas e internas, son contrarrestadas por fuerzas internas que no están presentes durante una prueba de fatiga. Por lo tanto, las cargas se disipan de la estructura en puntos no críticos, como el tren de aterrizaje o mediante restricciones en el fuselaje .
  • El transformador diferencial variable lineal puede utilizarse para medir el desplazamiento de puntos críticos en la estructura. Los límites de estos desplazamientos pueden servir para indicar cuándo la estructura ha fallado y para detener automáticamente la prueba.
  • Estructura no representativa. Algunas estructuras de prueba pueden ser costosas o no estar disponibles, por lo que generalmente se reemplazan por una estructura equivalente. Las estructuras cercanas a los puntos de fijación de los actuadores pueden estar sometidas a una carga poco realista, lo que hace que estas áreas no sean representativas.

Instrumentación

En una prueba de fatiga se suele utilizar la siguiente instrumentación:

Es importante instalar en la pieza de prueba los mismos sensores de deformación que se utilizan para el monitoreo de las aeronaves de la flota. Esto permite realizar los mismos cálculos de daños que se emplean para determinar la vida útil por fatiga de las aeronaves de la flota. Esta es la principal manera de garantizar que las aeronaves de la flota no superen la vida útil segura determinada en la prueba de fatiga.

Inspecciones

Las inspecciones forman parte de las pruebas de fatiga. Es importante detectar la aparición de grietas para determinar la vida útil certificada de cada componente, minimizar los daños a la estructura circundante y desarrollar reparaciones que tengan un impacto mínimo en la certificación de la estructura adyacente. Durante las pruebas se pueden realizar inspecciones no destructivas , y al finalizar las pruebas se pueden utilizar ensayos destructivos para garantizar que la estructura conserve su capacidad de carga.

Proceso de dar un título

La interpretación y certificación de pruebas implica el uso de los resultados de la prueba de fatiga para justificar la vida útil y el funcionamiento seguros de un elemento. [ 12 ] El propósito de la certificación es asegurar que la probabilidad de falla en servicio sea aceptablemente baja. Se pueden considerar los siguientes factores:

  • número de pruebas
  • simetría de la estructura de prueba y la carga aplicada
  • Instalación y certificación de reparaciones
  • factores de dispersión
  • Variabilidad de los materiales y del proceso de fabricación
  • ambiente
  • criticidad

Las normas de aeronavegabilidad suelen exigir que una aeronave siga siendo segura incluso con la estructura en un estado degradado debido a la presencia de fisuras por fatiga. [ 13 ]

Pruebas de fatiga destacadas

  • Pruebas de carga en frío del F-111 . Estas pruebas consistieron en aplicar cargas límite estáticas a aeronaves que habían sido enfriadas para reducir el tamaño crítico de fractura. Superar la prueba significaba que no había grandes grietas por fatiga. Cuando había grietas, las alas fallaban catastróficamente. [ 9 ]
  • El Programa Internacional de Pruebas de Fatiga Estructural de Seguimiento (IFOSTP) fue una iniciativa conjunta entre Australia, Canadá y Estados Unidos para realizar pruebas de fatiga al F/A-18 Hornet . La prueba australiana incluyó el uso de vibradores electrodinámicos y bolsas de aire neumáticas para simular cargas de vibración de alto ángulo de ataque sobre el empenaje . [ 14 ] [ 15 ]
  • El avión de Havilland Comet sufrió una serie de fallos catastróficos que, a pesar de haber sido sometidos a pruebas de fatiga, resultaron ser consecuencia de la fatiga del material.
  • Se realizaron pruebas de fatiga en 110 conjuntos de alas de Mustang para determinar la dispersión en la vida útil por fatiga. [ 11 ]
  • La novela y la película Sin autopista en el cielo trataban sobre la prueba de fatiga ficticia a la que se sometía el fuselaje de un avión de pasajeros.
  • También se han utilizado ensayos de fatiga para cultivar grietas por fatiga que son demasiado pequeñas para ser detectadas. [ 16 ]

Referencias

  1. ↑ "Programa de pruebas y certificación" . Consultado el 27 de febrero de 2020 .
  2. ↑ "Sistemas de prueba de alta velocidad" (PDF) . MTS . Consultado el 26 de junio de 2019 .
  3. ↑ "FAA PARTE 23—Normas de aeronavegabilidad: Aviones de categoría normal" . Consultado el 26 de junio de 2019 .
  4. 1 2 3 4 5 6 7 8 9 Comité ASTM E08.06 (2013). Método de prueba estándar E647 para la medición de las tasas de crecimiento de grietas por fatiga . ASTM International .{{cite book}}: CS1 maint: nombres numéricos: lista de autores ( enlace )
  5. ↑ Makkonen, Lasse; Rabb, Roger; Tikanmäki, Maria (noviembre de 2013). "Efecto de tamaño en la fatiga basado en la distribución de valores extremos de defectos" . Materials Science & Engineering A. 594 : 68–71 . doi : 10.1016 /j.msea.2013.11.045 .
  6. ↑ "Prueba de tensión con muesca en un solo borde" . NIST. 6 de marzo de 2017. Consultado el 26 de junio de 2019 .
  7. ↑ Newman, JC; Yamada, Y.; James, MA (2011). "Relación de cumplimiento de deformación de la cara posterior para especímenes compactos para un amplio rango de longitudes de grieta" . Engineering Fracture Mechanics . 78 (15): 2707– 2711. doi : 10.1016/j.engfracmech.2011.07.001 .
  8. ↑ Clark, G.; Yost, GS; Young, GD "Recuperación de la flota de MB326H de la RAAF; la historia de una flota de aviones de entrenamiento envejecidos" . Fatiga en aeronaves nuevas y envejecidas . Consultado el 26 de junio de 2019 .
  9. 1 2 Redmond, Gerard. "De 'Vida Segura' a Mecánica de Fracturas: Pruebas de Resistencia a Bajas Temperaturas del Avión F111 en RAAF Amberley" . Archivado del original el 27 de abril de 2019. Recuperado el 17 de abril de 2019 .
  10. ↑ Requisitos de diseño y aeronavegabilidad para aeronaves en servicio (Informe). Reino Unido, Ministerio de Defensa. 1982.
  11. 1 2 Molent, L. (2005). La historia de las pruebas de fatiga estructural en Fishermans Bend, Australia (PDF) . Archivado (PDF) del original el 26 de junio de 2019. Recuperado el 26 de junio de 2019 .
  12. ↑ Requisitos de diseño y aeronavegabilidad para aeronaves de servicio . Reino Unido, Ministerio de Defensa. 1982.
  13. ↑ "Normas de aeronavegabilidad de la FAA para aviones de categoría de transporte, evaluación de la resistencia a daños y la fatiga de la estructura" . Consultado el 2 de febrero de 2021 .
  14. ↑ "Prueba de fatiga por vibración del empenaje del F/A-18" . Grupo de Ciencia y Tecnología de la Defensa . 11 de marzo de 2014. Consultado el 26 de junio de 2019 .
  15. ↑ Simpson, DL; Landry, N.; Roussel, J.; Molent, L.; Schmidt, N. "El proyecto de pruebas estructurales internacionales de seguimiento del F/A-18 canadiense y australiano" (PDF) . Consultado el 26 de junio de 2019 .
  16. ↑ Molent, L.; Dixon, B.; Barter, S.; White, P.; Mills, T.; Maxfield, K.; Swanton, G.; Main, B. (2009). "Desmontaje mejorado de fuselajes centrales de F/A-18A/B/C/D fuera de servicio". 25º Simposio de la ICAF – Rotterdam, 27–29 de mayo de 2009 .

Lecturas adicionales

  • Análisis de supervivencia
  • Daños generalizados por fatiga en aeronaves militares (PDF) . Consultado el 26 de junio de 2019 .
  • Boyer, HE "Pruebas de fatiga" . Archivado del original el 26 de junio de 2019. Recuperado el 26 de junio de 2019 .

"El Boeing 787 realiza pruebas de fatiga" . YouTube . 12 de mayo de 2011. Consultado el 18 de julio de 2019 .