materiais compositos

1

Materiais Compósitos

Prof. Manuel Freitas

Prof. Arlindo Silva

2

O que é um material compósito?

Materiais compostos de 2 ou mais materiais, matriz e reforço(s), que:– Não sejam miscíveis– Compativeis quimicamente– Propriedades mecânicas complementares – Propriedades finais do composito função (mais ou

menos linear) das propriedades dos constituintes

3

Industria Automóvel (1)

O primeiro chassis totalmente em compósito apareceu em 1981 (McLaren MP4-1). O chassis da figura à direita é o Prost AP-01 em fibra de carbono/epoxy, depois de um acidente (Canadá 1997). O habitáculo é sujeito, por regulamento, a testes de impacto, tendo sofrido dois embates laterais nos muros de betão do Circuito, o primeiro dos quais a cerca de 180km/h. Num chassis em alumínio, o piloto teria certamente perdido a vida. Os compósitos vulgarizaram-se na F1 a partir de 1983.

4

Industria automóvel (2)

5

Evolução da utilização de compósitos na industria aeronautica

Ontem (Airbus A300/310)

Compósitos9%

Aço13%

Titânio6%

Diversos5%

Ligas leves67%

Hoje (Airbus A320/340)

Aço13%

Titânio6%

Diversos5%

Compósitos18% Ligas leves

58%

Amanhã (A380)

Aço

Titânio Diversos

Compósitos

Ligas leves

6

Airbus A300/310

No “fin” traseiro, reduziu-se o peso em 20%, em relação ao alumínio. É construído em 95 peças, enquanto anteriormente compreendia 2076 peças. Dimensões do fin: 8,3m de altura e 7,8m de largura.

7

Airbus A320

8

Airbus A 380

Exemplo da cauda vertical do Aibus A 380 que vai ser fabricado em material compósito recorrendo a perfis pultrudidos

9

Harrier AV-8B

• Uso de compósitos num Harrier AV-8B II. Cerca de 26% do peso desta aeronave é em compósito, na sua grande maioria de carbono/epoxy.

• Estabilizador horizontal do Harrier AV-8B II a entrar no autoclave para iniciar o processo de cura.

10

Indústria naval (1)

O casco do navio da figura é feito em estrutura sandwich com faces em Kevlar/epoxy e núcleo em espuma de PVC, obtendo-se com esta construção uma maior resistência ao impacto com menor peso. As velas são também reforçadas com fibras

11

Indústria Naval (2)

Sequência de fabrico em materiais compósitos de um casco de um navio

12

Definição e contexto

Compósitos

Matriz metálica Matriz polimérica

Termo-endurecíveis Termo-plásticos

Fibras longas

Unidireccionais

Tecidos

Fibras curtas

Multiaxiais

13

Fibras

RAZÃO L/d DAS FIBRAS

Quanto maior fôr este valor, maior será a resistência da fibra e consequentemente do compósito onde se insere

14

Fibras

Produção de fibras de carbono

Apresentação das fibras de vidro e carbono

15

Propriedades mecânicas das fibras (1)

16

Propriedades mecânicas das fibras (2)

17

Fibras em lâminas

Alguns arranjos típicos de fibras em cada camada de compósito

a - Fibras unidireccionais contínuas

b - Fibras descontínuas orientadas de modo aleatório

c - Fibras unidirecionais tecidas ortogonalmente

18

Tipos de tecidos

19

Tecidos tri-dimensionais

20

Tipos de matriz

1. Good mechanical properties

2. Good adhesive properties

3. Good toughness properties

4. Good resistance to environmental degradation

21

Tipos de resina (1)

22

Tipos de resina (2)

23

Micro-mecânica (1)

mLfLL

ffmmL VEVEE

mmLffLLL AAAF

A

AE

A

AEE

A

A

A

Am

mLmLf

fLfLLLm

mLf

fLL

mf AAA

f – fibra ; m – matriz

L – direcção das fibras

T – direcção transversal às fibras

Força na direcção das fibras

24

Micro-mecânica (2)

Força na direcção perpendicular às fibras

mTfTT

m

m

f

f

Tm

m

mTf

f

fT

T

T

mmTffTTc

c

E

V

E

V

EV

EV

EE

VVl

l

1

25

Micro-mecânica (3)

Exemplo da variação do modulo de elasticidade de um compósito (Ec) de fibra de vidro e resina poliester em função da % vol. de fibra (Vf) e dos respectivos módulos Ef

(fibra) e Em (matriz)

26

Micro-mecânica (4)

mn

mfn

fn

c VEVEE )()()(

27

Constantes de elasticidade

m

m

f

f

T E

V

E

V

E

1

mmffLT VV

m

m

f

f

LT G

V

G

V

G

1

Coef. de Poisson

Módulo de elasticidade transversal

Módulo de corte

28

Comportamento da Lâmina

LT

LTLT

LL

LT

T

TT

TT

TL

L

LL

G

EE

EE

G

EE

E

ν

E

xyxy

y

x

xy

y

yx

x

Material isotrópicoMaterial isotrópico Material ortotrópico

29

Propriedades da camada ortotrópica

n

hh

V

gramagemh

ti

ffi

LT

T

L

LT

TL

LT

T

TL

L

LT

T

L

G

EE

EE

100

01

01

Gramagem (gr/m2)

hi – espessura da camada elementar

ht – espessura total

n - camadas

T

TL

L

LT

EE

30

Constantes segundo qualquer direcção (1)

LT

T

L

xy

y

x

sccscs

cscs

cssc

)(22 22

22

22

LT

T

L

xy

y

x

sccscs

cscs

cssc

)(

2

2

22

22

22

xy

y

x

xyy

y

x

x

xy

xy

yx

xy

xy

xy

y

yx

x

xy

y

x

GEE

GEE

GEE

1

1

1

c – cos

s – sen

31

Constantes segundo qualquer direcção (2)

xy

y

x

xy

y

x

EEE

EEE

EEE

332313

232221

131211

TLLTT

TLLT

LL

LTLTLTL

LTLTLTL

LTlLTTL

TLLTLTL

LTLTLTL

LTLTLTL

EE

Eque em

GEscEcEscsE

GEscEsEccsE

EscGEEscE

GscEEEscE

GEscEcEsE

GEscEsEcE

1

1 e

1

))2)((()(

))2)((()(

)()4()(

)()2()(

)2(2)(

)2(2)(

222223

222213

442212

222233

224422

224411

32

Propriedades do laminado (1)

Considere-se um laminado de espessura h, n camadas sendo ek a espessura de cada camada

– Para solicitações no plano Nx, Ny e Txy

– As deformações são uniformes em toda a espessura

– As solicitações estão em equilíbrio com as tensões no laminado

n

kkkxy

h

h

xyxy

n

kkky

h

h

yy

n

kkkx

h

h

xx

edzT

edzN

edzN

1

2/

2/

1

2/

2/

1

2/

2/

)(

)(

)(

33

Propriedades do laminado (2)

As tensões podem ser espressas em função das deformações, considerando que as deformações são uniformes

xyyxk

n

kxy

k

y

k

x

k

xy

xyyxk

n

kxy

k

y

k

x

k

y

xyyxk

n

kxy

k

y

k

x

k

x

AAAeEEET

AAAeEEEN

AAAeEEEN

0330320311

033032031

0230220211

023022021

0130120111

013012011

34

Propriedades globais para solicitações no plano do laminado

xy

y

x

xyy

y

x

x

xy

xy

yx

xy

xy

xy

y

yx

x

xy

y

x

xy

y

x

ji

n

kk

kijij

xy

y

x

xy

y

x

GEE

GEE

GEE

Ah

AeEA

AAA

AAA

AAA

T

N

N

0

0

0

__

_

_

_

_

_

__

_

_

_

_

_

_

0

0

01

0

0

0

1

_

0

0

0

333231

232221

131211

1

1

1

que em

Os coeficientes Aij são independentes da ordem de empilhamento da camada

Nx e Ny provocam distorções angulares devido a A13, A23, A31 e A32; esta distorção desaparece quando o laminado apresenta o mesmo número de camadas com a direcção +q e –q (empilhamento simétrico e equilibrado)

35

Deformações em laminados

Exemplo da deformação não uniforme no plano: um laminado composto de 2 lâminas de +30º e -30º (não simétrico nem equilibrado), mostrando o efeito de A13 e A23 serem não nulos

36

Exemplo de cálculo

Cálculo constantes elásticas

37

Laminados em flexão (1)

Teoria clássica de laminados– As secções transversais

permanecem planas e perpendiculares ao eixo após deformação

– Campo de deslocamentos u, v e w

– Solicitações: momentos Mx, My e Mxy

0

00

00

ww

y

wzvv

x

wzuu

yx

wz

y

wz

x

wz

xyxy

yy

xx

02

0

02

0

02

0

2

38

Laminados em flexão (2)

n

k

z

z

xy

k

y

k

x

kh

h

xyxy

n

k

z

z

xy

k

y

k

x

kh

h

yy

n

k

z

z

xy

k

y

k

x

kh

h

xx

k

k

k

k

k

k

zdzEEEzdzM

zdzEEEzdzM

zdzEEEzdzM

1

333231

2/

2/

1

232221

2/

2/

1

131211

2/

2/

1

1

1

n

k

z

z

xy

k

y

k

xk

x dzyx

wzzE

y

wzzE

x

wzzEM

k

k1

02

20132

02

20122

02

2011

1

2

Exemplificando para Mx, através da substituição das deformações

Operando a separação dos termos em z e em z2

3 por oacompanhad

2 por oacompanhad

31

3

1

21

21

21

2

1

11

11

11

kkn

k

k

ijij

z

z

j

z

z

j

kkn

k

k

ijij

z

z

j

z

z

j

zzEDdzzEdzzE

zzEBzdzEzdzE

k

k

k

k

k

k

k

k

39

Laminados em flexão (3)

yx

wy

wx

w

DDDBBB

DDDBBB

DDDBBB

BBBAAA

BBBAAA

BBBAAA

M

M

M

T

N

N

xy

y

x

xy

y

x

xy

y

x

02

20

2

20

20

0

0

333231333231

232221232221

131211131211

333231333231

232221232221

131211131211

em que:

n

k

kkkijij

n

k

kkkijij

n

kkk

k

ijij

zzED

zzEB

zzEA

1

31

3

1

21

2

11

3

2

)(

Os termos Bij (matriz B de acoplamento) são nulos sempre que existir simetria no empilhamentoOs termos A13=A23=0 sempre que o empilhamento for equilibrado, i. e. tiver pares +e – do mesmo lado da simetriaOs termos D13 e D23 só são nulos quando o empilhamento tiver apenas camadas a 0o e 90o; para os empilhamentos com + e – verificar-se-á sempre D13≠0 e D23≠0

40

Métodos de produção de laminados

Produção de laminados

Método clássicopré-impregnados

Resin Transfer MoldingRTM

Prensa

Autoclave

Hand and Spraylay-up

41

Hand and spray lay-up

42

Vacuum bagging

43

Enrolamento filamentar

44

Pultrusão

45

Pré-impregnados

Fibras pré-impregnadas de resina– Armazenamento a -18ºC (max 6 meses), devido à presença

de resina+catalisador– Dificuldade de manuseamento– Ideal para produtos planos, sem formas curvas

Ausência de fibras na direcção Z Equipamentos pesados de produção (autoclaves,

prensas) Custos elevados

46

Autoclave para produção de compósitos

Fabrico com pré-impregnados, com vácuo e em autoclave

47

Tecidos Multiaxiais

48

Fabrico de CRF contínuas, com redução de custos à volta de 30% relativamente a tecnologia “clássica” baseada em pré-impregnados

Fases do processo

Pré-forma de fibras

coloca-se dentro da

cavidade do molde

Fecha-se o molde

Utilizando uma bomba move-se a resina e o

catalisador até o misturador

Fim da fase de injecção

Início da fase de cura

Demoldação

A resina mistura-se

com o catalizador e começa a fase

de injecção

Processo de fabrico RTM

49

Equipamento de injecção de resina

50

Vantagem da tecnologia RTM em relação à utilização de pré-impregnados

• Maior complexidade da forma

• Dimensões mais precisas

• Melhor acabamento de superfície

• Fibras na direcção da espessura

• Volume de fibras alto, até 65%

• Incorporação directa dos insertos

• Redução dos custos de fabrico

• Possibilidade da automação do processo

51

Eurocopter – França “Crossbeam stubwing”

Cross Beams are used in TIGER Combat Helicopters to support Stubwings that carry weaponry systems

52

Eurocopter – França “Crossbeam stubwing”

Zonas com definição

da espessura diferente

53

Eurocopter – França “Crossbeam stubwing”

Controlo não destrutivo do componente

Imagem C-scan

54

Eurocopter – França “Crossbeam stubwing”

Controlo destrutivo para detectar defeitos de empilhamento durante o enchimento, que afectam a resistência final

Área A

Área BÁrea C

55

FIM