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EFECTOS DEL PROCESO DE SOLDADURA TIG EN LA RESISTENCIAA ENSAYOS POR FATIGA DEL ACERO AERONUTICO ABNT 4130

M. P.Nascimento', H. J. C. VoorwaldI, V. o. Gamarra"1.- Departamento de Materiais e Tecnologia, UNESP - FE/G - DMT

2.- Departamento de Mecnica, UNESP - FE/G - DMEAv. Ariberto Pereira da Cunha, 333, Guaratinguet - Sp, 12516-410, Brasil

E-mail: jDereira@feg.unesp.br;2voorwald@feg.unesp.br;3victor@feg.unesD.br

Resumen:

El objetivo del presente trabajo consiste en evaluar los efectos del proceso de soldadura TIG en el acero ABNT 4130, elcual es bastante utilizado en estructuras aeronuticas. Las propagaciones de fisuras debido a ensayos de fatiga se encuentranlocalizadas en tres regiones distintas: el material base, la zona afectada por el calor (ZAC) y el cordn de soldadura. Lasdimensiones de las probetas, chapas de 0,80 mm de espesor como metal base, siguen la norma ASTM 647, tambin basadasen ensayos de fractura de estructuras tubulares soldadas de aeronaves brasileas T-27 Tucano. Los ensayos fueron realizadossometiendo cargas cclicas traccin-traccin, con amplitud constante, temperatura ambiente y utilizando razn de cargaR=O, l. Los resultados indican que la propagacin de fisura localizada en el cordn de soldadura es ms rpida que aquellaslocalizadas en la ZAC y en el material base, respectivamente. Resultados que tambin fueron relacionados con la variacinmicroestructural y la micro dureza de las regiones mencionadas.

Palabras-clave: Propagacin de fisura, Fisura por fatiga, Estructuras aeronuticas, Proceso de soldadura TIC, Aceroaeronutica ABNT 4130

Abstraet:

fabricacin o durante la operacin de manutencin deaeronaves (Goranson, 1993). Defectos y fallas han resulta-do en serios problemas de seguridad y en causas de acci-dentes fatales. As, los sectores aeronuticos de manuten-cin y inspeccin han dirigido su atencin en mejorar latecnologa utilizada en stas funciones (Wenner y Drury,2000; Latorella y Prabhu, 2.000). La administracin y ges-tin de fallas humanas se ha convertido en el aspecto msimportante y crtico en la industria aeronutica, con el ob-jetivo de aumentar seguridad y confiabilidad en los siste-mas de aviacin comercial (Wenner y Drury, 2000; Latorellay Prabhu, 2000).

This study has as objecrive to analyses the effects of the TlG welding process on structura1 integrity of ABNT 4130 steel,wide1y used in welded aeronautical structures, by fatigue crack growth tests located in three different areas: base material,heat affected zone (HAZ) and weld pool. The specimens were made in accordance to ASTM 647 standard, from hot rolIedplate containing 0,80 mm of thickness, which was determinate from previous studies of welded tubular structure failures ofT-27 Brazilian aircrafts. The tests were carried out on centre-cracked tension (CCT) specimens conduced in room temperature,constant amplitude range, at a frequency of 10 Hz, and load ratio R=O,l. The results obtained were associated to themicrostructure and microhardness variations of the mentioned areas. It was observed that the fatigue crack located in theweld pool grew more quickly, followed for that located in HAZ and, finally, for that contained in the base material.

Keywords: Crack growth, Fatigue crack, Welded aeronautical structures, TIC welding process, ABNT 4130 aeronauticalsteel.

1.Introduccin

Al contrario de lo que ocurri con la navegacin mar-tima y el transporte terrestre, los cuales se desenvolvieron atravs de los siglos, el transporte areo alcanz notablesprogresos solamente en los ltimos cincuenta aos. Se ob-serva que, el nmero de accidentes areos por fallas, debi-do a defectos del material o causadas por micro fisuras,generalmente ha disminuido (Lange, 1993), entretanto, fa-llas humanas en su mayora han sido responsables por granparte de los accidentes en aeronaves. La mayora de fractu-ras de estructuras son causadas por la fatiga proveniente dediseos inadecuados, lo que origina diferentes tipos de en-talla o concentradores de tensin, producidos durante la

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Segn la teora de la Mecnica dela Fractura, impor-tapte en el estudio y control de la integridad estructural deaeronaves, una de las condiciones para la evaluacin defallas o defectos es que estas se consideran en el inicio de lavida til de los componentes. Esto debido a que, estudios yfilosofas de estrategias de diseos que consideran teorascomo "Falla segura" y 'Tolerancia al defecto" fueron des a-rrolladas con base en normas de manutencin y de calidadexigidas por normas internacionales. stas teoras filosfi-cas, comnmente no consideran la fase de enucleacin dela fisura, y s, nicamente su crecimiento y propagacin,monitorandolas hasta que alcancen un tamao mximo, nocrtico, tolerable.

Entre los componentes de aeronave s ms crticos estla estructura que sustenta el motor, denominada "Montantedel motor", fabricado en acero de alta resistencia ABNT4130. Este componente tiene una geometra compleja en-volviendo uniones, de diferentes tubos y con varios ngu-los, a travs de soldadura. Adems de sustentar el motor dela aeronave, mantiene fijo el tren de aterrizaje de la narizen la otra extremidad. Por tanto, es un componente muyimportante para la seguridad del vuelo. Las exigencias ae-ronuticas son extremamente rgidas en su fabricacin, prin-

Montante del Motor

cipalmente en el control de la calidad del cordn de solda-dura, el cul es inspeccionado 100% a travs de Ensayosno destructivos, La Figura 1 muestra el Montante del mo-tor de una aeronave modelo T-27 Tucano. El material utili-zado en la fabricacin de esta estructura, ABNT 4130, co-nocido como acero de medio carbono y liga baja, posee buenasoldabilidad en la condicin recosida o normalizada (ASM,1982; Philip, 1978).

El proceso de soldadura utilizado en la fabricacin deeste tipo de estructura aeronutica es el Tungsten Inert Gas(TIC), adecuado para materiales de espesor fino y por per-mitir control preciso de las variables del proceso; y tam-bin, de la forma final del cordn, resultando en una solda-dura de calidad y sin defectos. Una de las alternativas delproceso de soldadura TIO es el proceso a plasma, el cualpermite la unin de materiales que tengan hasta 10 mm deespesor en una nica pasada. Entretanto, su costo inicialaun es elevado (Modenesi, et al, 2000).-El objetivo de este estudio consiste en analizar la influen-cia del proceso de soldadura en la resistencia a la propaga-cin de fisuras debido a la fatiga, en el acero aeronuticaABNT 4130 en tres regiones distintas: Material base, Zonaafectada por el calor (ZAC) y en el Cordn de soldadura.

Fig. 1. Montante del motor de la aeronave T-27 Tucano.

2. Procedimiento experimental

2.1 Material de la probeta'-'.,El material 'tii{~ado fue el acero ABNT 4130 en chapa

laminada con 0,80 mm qe

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2.2 Procedimiento de soldadura

El proceso de soldadura de estructuras aeronuticas,Tungsten Inert Gas (TIG), es realizado conforme la normaaeronutica EMBRAER NE 40-056 TIPO 1, utilizandoargonio comercial (99,95% de pureza). Este proceso es efec-tuado con metal de adicin especificado por la nonna AMS6457 B - Turballoy 4130.

Las soldaduras en las probetas fueron realizadas enjun-tas de topo, sin chafln debido a la pequea espesura, yseparados de aproximadamente 0,3 mm. La especificacindel sistema utilizado para la soldadura es SQUARE WAVETIG 355 - LINCON, refrigerada a agua. Los parmetrosutilizados en el proceso de soldadura se presentan en latabla 2.

La direccin de la soldadura siempre fue transversal alde laminacin de la placa, induciendo a la fisura apropagarse en este sentido, y de esta forma, simular la si-tuacin real a la cual est sometido el montante de motor.

Tabla 2: Parmetros de soldadura (horizontal).

Parmetros Chapa #tJ,89Tensin 12vCorriente 75A

Propagacin 192 mm/minCaudal 51tlmin

Aporte trmico (heat input) 28 kJ/cmTemperatura de precalentamiento 1000C

Dimetro del electrodo 1,6 mm.-Antes del proceso de soldadura las probetas fueron fija-

das a una contra-placa de cobre (backing bar) para evitarcontaminacin atmosfrica en la raz del cordn de solda-dura, lo que origina porosidad. Enseguida, se limpiaroncon solvente de clorato para retirar los restos de xidos.Despus del proceso de soldadura, no se realizaron trata-mientos trmicos para alivio de tensiones ni mejoras delas propiedades mecnicas del material, con el mismo obje-tivo de simular las condiciones reales de las estructurasaeronuticas originales.

2.3 Ensayos de traccin

Las probetas para ensayos de traccin siguen la normaASTM E 8M (chapas). Los ensayos fueron realizados enuna Mquina Universal de Ensayos, ..f\lIecnicos, tipo MTS,modelo 81O.23M, de 250 kN de capacidad, dotada de clip-gauge y con velocidad de deformacin de 0,5 mm/min. Laprecarga aplicada fue de 0,1 kN.

La obtencin de las probetas es conforme la direccinde laminacin de la chapa, correspondiente al proceso defabricacin de los tubos aeronuticos.

Las probetas utilizadas fueron, 03 probetas de chapa #0,80 (TM - Traccin en el Ma-

terial Base); y 02 probetas de chapa #0,80 con cordn de soldadura

localizado en la regin central, sin mecanizado posterior(TS - Traccin en la probeta com soldadura)

2.4 Ensayos de propagacin de fisuras

Las probetas utilizadas en los ensayos de propagacinde fisuras son ilustradas en la figura 2 y divididas en tresgrupos:

GRUPO 1: Probeta con entalla central (midletension), sin cordn de soldadura

GRUPO TI: Probeta con entalla en el cordn de sol-dadura (regin central)

GRUPO ID: Probeta con entalla en la Zona Afecta-da por el Calor (ZAC)

Esta entalla es artificial y ejecutada por electro-erosin(EDM), formando un losango com 5mm de diagonal ma-yor y 3 mm de diagonal menor, de forma a criarconcentradores de tensin en los vrtices de los ngulosagudos, puntos donde se inician las fisuras. Tambin, lasprobetas tienen 40 mm como referencia desde las extremi-dades que es la regin donde se fija a la mquina universal,conforme las especificaciones de la norma ASTM E 647.Conforme la figura, el valor de x es de aproximadamentelmm, la distancia entre la entalla y el borde de la soldadu-ra, dentro de la ZAC que es de aproximadamente 3 mm. Seobserva que, cuando la entalla est mas cerca de la solda-dura, mas crtica es la seccin y por tanto menos resistentea la propagacin de fisuras. Esto se observa en el anlisismetalogrfico, ya que el tamao granular es mayor cuandoms se aproxima de la soldadura.

Los ensayos fueron realizados en la Mquina Universalde Ensayos Mecnicos MTS 81O.23M, con carga cclicatraccin-traccin, razn de carga R=O,1, con amplitud cons-tante, temperatura ambiente y frecuencia de 10 Hz. La con-feccin de la entalla central, necesaria para generarprefisura, fue realizada de acuerdo con la norma ASTM647, por electro-erosin. La prefisura de fatiga fue desarro-llada con la misma razn de carga R=O,1 Yfrecuencia de 5Hz. Todas las probetas fueron sometidas a tratamiento su-perficial con lija de granulometra 600 (mx.), en las fasesy laterales, siguiendo el sentido de la laminacin, resultan-do en rugosidad media Ra=0,730,12 um, La tensin apli-cada en todas las probetas fue de 200 MPa.

Para la monitoracion de los ensayos, desde la enuclea-cin, crecimiento de la prefisura y lecturas peridicas co-rrespondientes a la etapa de propagacin estable de la fisu-ra, fue utilizado un microscopio ptico acoplado a una es-cala graduada con precisin de 0,01 mm.

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SOLO GRuPO J J11 SOLO GPUIi'OHl

140

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Tabla 3: Composicin qumica del cordn de soldadura.

Cnmnesen C Mn Pmx. Smax. Si Mo Cr CuEspecificacin 0,28-0,33 0,40-0,60 0,035 0,040 0,15-0,30 0,15-0,25 0,80-1,10 ~---_.-

Materialdesoldadura 0,30 0,50 0,004 0,003 0,25 0,179 0,91 0,042Material base #0,80 0,32 0,57 0,013 0,008 0,28 0,18 0,93 ..-........

Tabla 4: Caracterizacin del acero ABNT 4130.

El valor del CARBONO EQUIVALENTE es 0,42%, qu est en el acuerdo a la norma EMBRAER NE-40-056, a cual especifica 0,44% mximo.

Resultados de los Ensayos de Traccin - Acero ABNT 4130Grupos-CDP's Flnencia 0,2% (MPa) Lim. Res. (MPa) Along. (%)

TM 741,4O,02 831,35+13,70 10,17O,14TS 683,530,7 772,7524,35 4,652,89

limite de fluencia y del limite de resistencia a la traccindespus de la soldadura, Las probeta s del tipo TM presen-taron, entre s, mayor alargamiento en su limite de fluencia.Entretanto, en ambos casos, la relacin entre el limite defluencia y las respectivas tensiones mximas permanecie-ron en torno de 0,89, ideal para las estructuras especialescomo las aeronuticas.

3.2 Ensavos de propagacin de fisuras

Las figuras de 3 a 6 presentan los resultados de los en-sayos de propagacin de fisura, localizadas en las tres re-giones citadas (Material base, ZAC y Cordn de soldadu-ra) y representadas a travs de curvas a vs. N, donde a es lalongitud de fisura y N es el nmero de ciclos. Con los resul-tados obtenidos se determinaron las constantes e y n paraestas regiones a travs de la ecuacin de Paris y Erdogan,1963.

da =C(AKr (1)dN

donde, da/dN es la tasa de propagacin de fisura; e y n sonconstantes del material; y M es el rango del factor de in-tensidad de tensiones.

Estas constantes fueron determinadas con el auxilio delsoftware RPCA - Research on fatigue cracks Propagationunder Constant Amplitude load (Pastoukhov e Batista,1995), que permite el ajuste de la propagacin estable defisura (regin II del grfico da/dN vs. M0 entre las curvastericas y experimentales. As, fueron realizadas varias si-mulaciones de forma a obtenerse el menor error posible.La tabla 5, a seguir, presenta las mejores simulaciones en-contradas para los casos en estudio. Las figuras 3 a 5, aseguir, presentan las simulaciones realizadas en funcinde los resultados experimentales obtenidos.

Tabla 5: Resultado de las simulaciones realizadas con el empleo del software RPCA.

M~ior~$ simulaciones (s()rtwar~ RPCA 206)Gmpo C n Error Error (%)PT.M 1,052E-IO 1,764 -4,00E-4 0,04ns 4,208E-ll 2,041 1,22E-2 1,22ni 2,692E-1O 1,661 1,22E-Z 1,22

Las figuras 3 a 5 muestran el ajuste de curvas de laevolucin de los resultados experimentales y tericos, loque implica que los valores de e y n son adecuados.

La figura 6 presenta las curvas a vs. N, registradas enfuncin de los resultados obtenidos de los ensayos de pro-pagacin de fisura (trincas), representativas de todas lascondiciones en estudio. Se observa una mayor resistencia ala propagacin de fisura localizada en el material base, se-guida por las fisuras localizadas en el cordn de soldadurae ZAC, respectivamente, a pesar del aumento da espesuradecurrente del cordn de soldadura (todava, en estado detensin llana). Entretanto, la diferencia entre la propaga-cin de fisura contenida en el cordn de soldadura y en laZAC fue pequea.

Como observado en los ensayos de traccin, el procesode soldadura reduce el alargamiento del material y, conse-cuentemente, su tenacidad, conforme los resultados obteni-dos. Mediciones de micro dureza realizadas en las tres re-giones resultaron en 397,73 37,63 HV en el cordn desoldadura, 355,58 22,19 en la ZAC y 266,80 17,79 enel metal base. Se constata, por tanto, la mayor dureza atri-buida al cordn de soldadura. Se sabe que una fisura sepropaga mas rpidamente en materiales mas duros debidoa la menor dimensin de la zona deformada plsticamentedelante de la punta de esta fisura.

Este comportamiento tambin est relacionado a loscambios micro estructurales resnlrames del proceso de sol-dadura. O sea, la mayor in de fisura localizada

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9.2:9

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EEro 7.64I~

6.81.:::J(I)

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a) Regin: Material base (lOOOx).

(e) Regin de transicin: Material base - ZAC (lOOOx)

(e) Regin de soldadura (500x)

(b) Regin de transicin: Material base - ZAC (200x).

(d) Regin de transicin: Material base - ZAC (200x)

Fig. 7: Micro estructuras tpicas: Material base; ZAC y Regin de la soldadura

(f) Regin de soldadura (500x).

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con la presencia de dimples, conteniendo, tambin, inclu-siones en su interior, y algo como facetas de clivagem. No-tase, tambin, la presencia de un grano en el lado inferiorinferior izquierdo y superior derecho de la fractografia, in.dicativo de un sistema mixto de fractura transgranular yintergranular.

La figura Se, correspondiente a la superficie de la frac-tura del cordn de soldadura, presenta un mecanismo defractura frgil, conteniendo facetas de clivaje. Notase, tam-bin, la presencia de granos situados en los lados inferiorizquierdo y superior derecho de la fractografia, indicativode un sistema mixto de fractura transgranular yintergranular.

3.4 Anlisis de tensiones residuales

Es bien conocido que las tensiones residuales estn pre-sentes en los componentes soldados. Entretanto, Chiarelliet al (1999) constataron que en las probetas de relativa-mente pequeas dimensiones estas tensiones son despre-ciables. Los autores (Chiarelli et al, 1999) tambin consta-taron, en estudios realizados en el acero Fe 510 DI, el mis-mo comportamiento de la fisura al propagarse tanto en elmaterial base cuanto en la regin de la soldadura.

Tambin es basiante conocido que la martenstica norevenida es un micra constituyente frgil. Entretanto, cuan-do sometida a tratamiento de revenimiento aumenta la re-sistencia con tenacidad, condicin ideal en materiales deaplicaciones aeronuticas. Por otro lado, cuando se trata defatiga, la cual presupone tiempo para la propagacin defisuras antes de la ruptura final brusca por traccin, otrosfactores se tienen que considerar. Entre estos factores me-rece especial atencin las tensiones residuales en el mate-rial, independiente del origen / inductores. De esta forma,es posible que un componente conteniendo micro estructu-ra martenstica no revenida presente buena resistencia a lafatiga / propagacin de fisuras, en el caso en que altas ten-siones residuales compresivas estn presentes. As, en estetrabajo, tambin se han levantado las tensiones residualescontenidas en las tres regiones envolvas (material-base,ZAC y metal de soldadura), con resultados presentados enla Figura 9.

En el resumen, se observa en el Figura 9 que todas lasreas presentaron las tensiones residuales compresivas. Lastensiones residuales compresivas observado en el materialbase es debido, ciertamente, al proceso de la laminacin.Respecto al metal de l suelda y ZAC, las tensiones respec-tivas se relacionan a la contribucin de la energa de solda-dura empleada (la tensin, corriente, velocidad de la depo-sicin) que afectan la velocidad y la forma de resfriamiento.Ciertamente, el ncleo del metal de la suelda debe contenertensiones residuales tractivas, por er la ltima rea pararefrescar abajo. Tambin, las deformaciones micra estruc-turales de la transformacin martenstica (el volumen de laestructura cristalina es ms grande) induce a las tensionesresiduales compresivas.

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(a) Transicin frgil-dctil.

(b) Quasi-clivage y fisuras secundarias

(e) Transicin frgil-dctil, fisuras secundarias y partculas.

Fig. 8: Superficies de fractura del Material base, ZAC y delCordn de soldadura.

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220 .....

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