trabalho de conclusão de curso versão -...

UNIVERSIDADE DE SÃO PAULO

ESCOLA DE ENGENHARIA DE LORENA

HELDER JOSÉ PERES DE OLIVEIRA

LEANDRO AUGUSTO DINIZ ANDRADE

ANÁLISE COMPARATIVA DE PROPRIEDADES MECÂNICAS

ENTRE LIGA DE ALUMÍNIO E COMPÓSITO DE FIBRA DE

CARBONO / RESINA EPÓXI PROCESSADO POR RTM

APLICADOS NA INDÚSTRIA AERONÁUTICA

Lorena

2013

HELDER JOSÉ PERES DE OLIVEIRA

LEANDRO AUGUSTO DINIZ ANDRADE

ANÁLISE COMPARATIVA DE PROPRIEDADES MECÂNICAS

ENTRE LIGA DE ALUMÍNIO E COMPÓSITO DE FIBRA DE

CARBONO / RESINA EPÓXI PROCESSADO POR RTM

APLICADOS NA INDÚSTRIA AERONÁUTICA

Trabalho de Conclusão de Curso apresentado à

Escola de Engenharia de Lorena, Universidade de

São Paulo, como parte dos requisitos para

obtenção do diploma de Graduação em

Engenharia Química.

Área de Concentração: Engenharia de Materiais

Orientador: Prof. MSc. Sérgio Roberto Montoro

Lorena – SP

2013

Autorizamos a reprodução e divulgação total ou parcial deste trabalho, por

qualquer meio convencional ou eletrônico, para fins de estudo e pesquisa,

desde que citada a fonte.

Catalogação da Publicação

Sistema Integrado de Bibliotecas

Escola de Engenharia de Lorena da Universidade de São Paulo

Andrade, Leandro Augusto Diniz.; Oliveira, Helder José Peres de.

Análise comparativa de propriedades mecânicas entre liga de

alumínio e compósito de fibra de carbono / resina epóxi processado

por RTM aplicados na indústria aeronáutica / Leandro Augusto Diniz

Andrade; Helder José Peres de Oliveira ; orientador Sérgio Roberto

Montoro. – Lorena, 2013

73 f.

Trabalho de Conclusão de Curso em Engenharia Química –

Universidade de São Paulo, Escola de Engenharia de Lorena, 2013

1. Moldagem por transferência de resina (RTM). 2. Compósitos fibra

de carbono / resina epóxi. 3. Flexão. 4. Tração.

DEDICATÓRIA

Dedicamos com muito carinho este trabalho

aos nossos pais e à nossa família, os quais

sempre nos apoiaram e incentivaram durante

todo o período acadêmico.

AGRADECIMENTOS

À Deus pelas nossas vidas e pela proteção nos momentos de dificuldade.

À todos os professores e funcionários da Universidade de São Paulo -

Escola de Engenharia de Lorena pelo nosso desenvolvimento intelectual e

pessoal.

Ao nosso orientador Prof. MSc. Sérgio Roberto Montoro pelo apoio durante a

elaboração deste trabalho.

À Universidade Estadual Paulista Júlio de Mesquita Filho – Faculdade de

Engenharia de Guaratinguetá, por ceder os laboratórios e equipamentos

para a realização deste trabalho.

Ao técnico senhor Manoel Francisco dos Santos Filho pelo apoio na

execução dos ensaios realizados ao longo deste trabalho.

EPÍGRAFE

“É muito melhor lançar-se em busca de

conquistas grandiosas, mesmo expondo-se ao

fracasso, do que alinhar-se com os pobres de

espírito, que nem gozam muito nem sofrem

muito, porque vivem numa penumbra cinzenta,

onde não conhecem nem vitória, nem derrota.”

Theodore Roosevelt

RESUMO

ANDRADE, L. A. D.; OLIVEIRA, H. J. P. Análise comparativa de

propriedades mecânicas entre liga de alumínio e compósito de fibra de

carbono / resina epóxi processado por RTM aplicados na indústria

aeronáutica. 2013. 69 f. Trabalho de Conclusão de Curso (Graduação em

Engenharia Química) – Escola de Engenharia de Lorena, Universidade de

São Paulo, Lorena, 2013.

A indústria aeronáutica mantém constantes investimentos no

desenvolvimento de novos materiais, em busca de propriedades como baixa

densidade e baixo custo, mantendo, no entanto, propriedades mecânicas

que atendam as exigências deste ramo de mercado. Neste cenário os

materiais compósitos de alto desempenho apresentam-se como uma

alternativa atraente, e há um crescente interesse em utilizar o processo de

moldagem por transferência de resina (RTM) para produzir esses materiais.

Este processo apresenta vantagens importantes, tais como a produção de

componentes com formas diferentes e complexas, com elevada

repetibilidade e excelente acabamento (externo e interno). O objetivo deste

trabalho é realizar um estudo comparativo entre as propriedades mecânicas

de uma liga de alumínio de aplicação aeronáutica (7050 T74), e 3

compósitos de fibra de carbono / resina epóxi processados por RTM. Em um

primeiro momento os compósitos foram submetidos à análises térmicas, à

inspeção por ultrassom e digestão ácida. Posteriormente, foram realizados

ensaios de flexão e tração para a determinação de suas propriedades

mecânicas. A partir da inspeção por ultrassom verificou-se uma impregnação

satisfatória da resina na fibra de carbono para todos os compósitos. Por

meio das análises térmicas foram determinados os parâmetros de cura da

resina, e as temperaturas de degradação e transição vítrea dos compósitos,

bem como das resinas que os compõe. O ensaio de digestão ácida permitiu

a determinação da fração volumétrica de fibras, as quais atingiram um valor

superior a 50%, atendendo às exigências mínimas para a aplicação no setor

aeronáutico. Por fim os ensaios de flexão e tração demonstraram que os

compósitos processados possuem resistência à flexão e tração adequadas e

compatíveis com as apresentadas pela liga de alumínio 7050 T74, utilizada

como parâmetro de comparação ao longo desse estudo.

Palavras-chave: Moldagem por transferência de resina (RTM). Compósitos

fibra de carbono / resina epóxi. Flexão. Tração.

ABSTRACT

ANDRADE, L. A. D.; OLIVEIRA, H. J. P. Comparative analysis of

mechanical properties between the aluminum alloy and carbon fiber /

epoxy resin composite processed by RTM applied in the aerospace

industry. 2013. 69 p. Course Final Assignment (Graduation in Chemical

Engineering) – Escola de Engenharia de Lorena, Universidade de São

Paulo, Lorena, 2013.

The aerospace industry remains constant investments in the development of

new materials, searching for properties such as low density and low cost,

while maintaining mechanical properties that meet the requirements of this

market sector. In this scenario, high performance composite materials appear

as an attractive alternative, and there is a growing interest in using the

process of resin transfer molding (RTM) to produce these materials. This

process has important advantages, such as the production of components

with different and complex shapes, with high repeatability and excellent

workmanship (external and internal). The objective of this work is to perform

a comparative study of the mechanical properties of an aluminum alloy for

the aeronautics (7050 T74) and 3 carbon fiber / epoxy resin composite

processed by RTM. First of all the composites were subjected to thermal

analysis, C-Scan ultrasonic test and volumetric analysis. Subsequently, tests

of flexure and tensile were performed for the determination of their

mechanical properties. The result of C-Scan ultrasonic test was a satisfactory

impregnation of the resin into the carbon fiber for all composites. Through

thermal analysis parameters such as curing for the resin, degradation

temperature and the glass transition temperature of the composites and the

resins were determined. The volumetric analysis allowed the determination of

fiber volume fraction, which reached a value higher than 50 %, meeting the

minimum requirements for the application in the aeronautical sector. Finally

the flexure and tensile tests showed that the composites have appropriate

and consistent flexure and tensile properties with those made by aluminum

alloy 7050 T74, used as a benchmark throughout this study.

Keywords: Resin transfer molding (RTM), Carbon fiber / epoxy resin

composite. Flexure. Tensile.

LISTA DE FIGURAS

Figura 1 - Estrutura molecular da poliacrilonitrila (PAN) .............................. 19

Figura 2 - Figura 2 – Tipos de tecidos de fibra de carbono .......................... 20

Figura 3 - Figura 3 – Esquema do processo de moldagem por transferência

de resina (RTM) ........................................................................................... 22

Figura 4 - Sistema RTM pronto para processamento .................................. 29

Figura 5 - Fluxograma simplificado do processo RTM ................................. 30

Figura 6 - Equipamento de análise acústica ultrassom C-Scan, MATEC,

modelo PSS-600 .......................................................................................... 32

Figura 7 - Dimensões do corpo de prova para o ensaio de flexão de acordo

com a norma ASTM D790 ............................................................................ 34

Figura 8 - Equipamento universal de ensaio de flexão, Shimadzu®, modelo

AG-X ............................................................................................................ 34

Figura 9 - Equipamento universal de ensaio de tração, Instron®, modelo

8801 ............................................................................................................. 35

Figura 10 - Gráfico da viscosidade x tempo – RL 3135-LV (Polipox®) ......... 36

Figura 11 - Gráfico da viscosidade x tempo – HexFlow® RTM 6 BI-

COMPONENT (Hexcel®) ............................................................................. 37

Figura 12 - Gráfico da viscosidade x tempo – PRISM™ EP2400 (Cytec®) .. 38

Figura 13 - Curva DSC dinâmica – RL 3135-LV (Polipox®).......................... 39

Figura 14 - Curva DSC isoterma 60ºC – RL 3135-LV (Polipox®) ................. 40

Figura 15 - Curva DSC amostra da resina curada – RL 3135-LV (Polipox®) 41

Figura 16 - Curva DSC dinâmica – PRISM™ EP2400 (Cytec®) ................... 41

Figura 17 - Curva DSC isoterma 180ºC – PRISM™ EP2400 (Cytec®) ........ 42

Figura 18 - Curva DSC amostra da resina curada – PRISM™ EP2400

(Cytec®) ........................................................................................................ 43

Figura 19 - Curva TGA – RL 3135-LV (Polipox®) ......................................... 44

Figura 20 - Curva TGA – HexFlow® RTM 6 BI-COMPONENT (Hexcel®) ... 45

Figura 21 - Curva TGA – PRISM™ EP2400 (Cytec®) ................................. 46

Figura 22 - Curva DMA – RL 3135-LV (Polipox®) ........................................ 47

Figura 23 - Curva DMA – HexFlow® RTM 6 BI-COMPONENT (Hexcel®) .. 48

Figura 24 - Curva DMA – PRISM™ EP2400 (Cytec®) ................................. 49

Figura 25 - Curva DSC – laminado 1 ........................................................... 50

Figura 26 - Curva DSC – laminado 3 ........................................................... 50

Figura 27 - Curva TGA – laminado 1 ........................................................... 51



Figura 30 - Curva DMA – laminado 1 ........................................................... 54

Figura 31 - Curva DMA – laminado 2 .......................................................... 55

Figura 32 - Curva DMA – laminado 3 .......................................................... 56

Figura 33 - Escala de cores de referência (software MUSI32 – MATEC) .... 57

Figura 34 - Análise acústica C-Scan (laminado 1) ....................................... 57



Figura 37 - Gráfico do ensaio de flexão (laminado 1) .................................. 62



Figura 40 - Gráfico do ensaio de tração (laminado 2) .................................. 66

Figura 41 - Gráfico do ensaio de tração (laminado 3) .................................. 67

LISTA DE TABELAS

Tabela 1 - Classificação das fibras quando ao módulo de elasticidade ....... 20

Tabela 2 - Composição das laminados ........................................................ 24

Tabela 3 - Propriedades das resinas ........................................................... 25

Tabela 4 - Especificação da liga 7050 T74 (MIL-A-22771D) ........................ 26

Tabela 5 - Parâmetros de injeção das resinas ............................................. 31

Tabela 6 - Parâmetros utilizados nos cálculos de digestão ácida ................ 60

Figura 7 - Resultados da digestão ácida ...................................................... 61

Figura 8 - Resultados ensaio de flexão (laminado 1) ................................... 62

Tabela 9 - Resultados ensaio de flexão (laminado 2) .................................. 63

Tabela 10 - Resultados ensaio de flexão (laminado 3) ................................ 64

Tabela 11 - Resultados ensaio de tração (laminado 2) ................................ 66

Tabela 12 - Resultados ensaio de tração (laminado 3) ................................ 67

SUMÁRIO

1. INTRODUÇÃO ......................................................................................... 15

2. REVISÃO BIBLIOGRÁFICA .................................................................... 17

2.1. Materiais Compósitos ........................................................................ 17

2.2. Resina epóxi ...................................................................................... 18

2.3. Fibra de carbono ................................................................................ 19

2.4. Processo RTM ................................................................................... 21

3. MATERIAIS E MÉTODOS ....................................................................... 24

3.1. Materiais ............................................................................................ 24

3.1.1. Resina epóxi ................................................................................ 24

3.1.2. Fibra de carbono ......................................................................... 25

3.1.3. Liga de alumínio .......................................................................... 26

3.2. Métodos ............................................................................................. 27

3.2.1. Viscosimetria da resina epóxi ...................................................... 27

3.2.2. Calorimetria exploratória diferencial (DSC) ................................. 27

3.2.3. Termogravimetria (TGA) .............................................................. 28

3.2.4. Análise dinâmico-mecânica (DMA) .............................................. 28

3.2.5. Processamento dos compósitos via RTM .................................... 28

3.2.6. Análises térmicas dos compósitos ............................................... 31

3.2.7. Análise acústica ultrassom C-Scan ............................................. 32

3.2.8. Digestão ácida ............................................................................. 32

3.2.9. Ensaio de Flexão ......................................................................... 33

3.2.10. Ensaio de Tração....................................................................... 35

4 RESULTADOS E DISCUSSÕES .............................................................. 36

4.1. Viscosimetria...................................................................................... 36

4.1.1. Resina epóxi – RL 3135-LV (Polipox®) – laminado 1 ................... 36

4.1.2. Resina epóxi – HexFlow® RTM 6 BI-COMPONENT (Hexcel®) –

laminado 2 ............................................................................................. 37

4.1.3. Resina epóxi – PRISM™ EP2400 (Cytec®) – laminado 3 ............ 38

4.2. Calorimetria exploratória diferencial (DSC) ........................................ 39



4.3. Termogravimetria (TGA) .................................................................... 43



laminado 2 ............................................................................................. 44


4.4. Análise dinâmico-mecânica (DMA) .................................................... 46



laminado 2 ............................................................................................. 47


4.5. Análises térmicas dos compósitos ..................................................... 49

4.5.1. Calorimetria exploratória diferencial – laminado 1 ....................... 49

4.5.2. Calorimetria exploratória diferencial – laminado 3 ....................... 50

4.5.3. Termogravimetria (TGA) – laminado 1 ........................................ 51



4.5.6. Análise dinâmico-mecânica (DMA) – laminado 1 ........................ 54



4.6. Análise acústica por ultrassom C-Scan ............................................. 57

4.7. Digestão ácida ................................................................................... 60

4.8. Ensaio de flexão ................................................................................ 61

4.9. Ensaio de tração ................................................................................ 65

5. CONCLUSÃO .......................................................................................... 69

6. REFERÊNCIAS BIBLIOGRÁFICAS ........................................................ 70

15

1. INTRODUÇÃO

Ao longo dos anos a indústria aeronáutica tem utilizado metais, como

ligas de alumínio, para compor a estrutura das aeronaves. Porém esse

cenário está sendo modificado gradativamente com o surgimento dos

materiais compósitos, que por sua vez apresentam-se como uma alternativa

atraente, uma vez que possuem características como menor custo, menor

massa específica mantendo, no entanto, valores de resistência mecânica

compatíveis com as necessidades desse segmento de mercado. Outra

característica atrativa dos materiais compósitos é a sua baixa reatividade

química (resistência à corrosão), o que proporciona uma ampla aplicação em

ambientes quimicamente agressivos como: exposição à umidade, vento, sol

ou oscilações térmicas (WIEBECK; HARADA, 2005).

Na indústria aeronáutica a substituição de ligas metálicas por

materiais compósitos confere ao produto vantagens, tais como: redução do

peso das aeronaves, o que proporciona um menor consumo de combustível,

reduzindo assim seu custo operacional e quantidade de manutenções, uma

vez que os materiais compósitos são mais resistentes à fadiga e corrosão do

que ligas metálicas, e redução do impacto ambiental devido ao aumento da

vida útil das aeronaves. Em contrapartida, a implementação dos materiais

compósitos na indústria aeronáutica encontra como barreiras: custos de

manufatura, qualificação, certificação e as necessidades de mudanças na

infraestrutura de produção do material existente, enquanto que as ligas de

alumínio possuem baixo custo de fabricação, baixo risco de substituição e a

não necessidade de substituição dos meios de produção (SHIINO, 2011).

Uma alternativa interessante para substituir os processos mais

tradicionais de fabricação de compósitos é o processo RTM (Resin Transfer

Moulding), já que ele opera com um sistema de injeção em molde fechado, o

que garante um ciclo curto de processamento quando comparado a outros

processos. Além disso, essa técnica produz componentes de alta qualidade

16

com grande repetibilidade e excelente acabamento final (REZENDE et al.,

2001; LEVY; PARDINI, 2006).

Este trabalho tem como objetivo propor uma alternativa para substituir

a aplicação de ligas de alumínio no setor aeronáutico, por um compósito de

fibra de carbono/resina epóxi processado via RTM, por meio da comparação

de suas propriedades mecânicas.

17

2. REVISÃO BIBLIOGRÁFICA

2.1. Materiais Compósitos

O interesse demonstrado pela indústria aeronáutica no uso dos

compósitos tem crescido ao longo dos anos, principalmente por conta das

melhores propriedades específicas desses materiais. (WIEBECK; HARADA,

2005).

Os compósitos são formados pela união de dois ou mais materiais

com o objetivo de se obter um novo material com propriedades resultantes

da sinergia das propriedades de seus componentes, produzindo um sistema

de características únicas (CALLISTER, 2006). Os materiais compósitos

poliméricos são constituídos por uma fase contínua polimérica e reforçada

por uma fase descontínua, que se agregam físico-quimicamente após um

processo de crosslinking polimérico (cura) (WIEBECK; HARADA, 2005).

Um fator importante na escolha da melhor combinação entre uma

fibra e matriz é um elevado valor de força de adesão entre matriz e fibra,

porque isto confere ao material uma boa capacidade de transmissão de

tensão da matriz à fibra (WIEBECK; HARADA, 2005). A introdução do

reforço na matriz pode causar mudanças em todas as suas propriedades. É

importante considerar as variações microestruturais com a presença do

reforço, visto que podem ser geradas tensões residuais devido à contração

térmica diferencial durante a manufatura. Adicionalmente, deve-se

considerar as combinações de propriedades dos diferentes sistemas

oferecidos como matrizes potenciais ou reforços, de acordo com um mapa

de propriedades (HULL; CLYNE, 1996).

Os materiais compósitos possuem como desvantagem a

susceptibilidade a danos, o que os deixa vulneráveis aos efeitos ambientais

como temperatura, umidade, radiação ultravioleta, aumentando assim a

degradação de suas propriedades físicas. (SHIINO, 2011). Além disso,

18

apesar do extraordinário progresso que os compósitos têm feito no setor de

infraestrutura e engenharia nos últimos anos, permanecem ainda alguns

desafios tecnológicos, como: o desenvolvimento de métodos de testes

menos onerosos, mas sofisticados; um ferramental econômico e preciso,

bem como considerações ambientais para sua aplicação e para atender às

exigências mecânicas adequadas ao uso desses materiais (WIEBECK;

HARADA, 2005).

2.2. Resina epóxi

A fase matriz do compósito possui algumas funções como: unir e

transmitir a tensão para as fibras; proteger as fibras de danos superficiais

provenientes de abrasão mecânica e reações químicas com o meio

ambiente; evitar a propagação de trincas de fibra para fibra agindo como

barreira à propagação de fissuras (WIEBECK; HARADA, 2005).

As resinas epóxi têm sido amplamente utilizadas nas indústrias

aeronáutica e espacial por manterem suas propriedades, tais como altos

módulos de elasticidade e resistência mecânica, mesmo quando submetidas

à altas temperaturas (JANG; SHIN, 1995). Por possuírem além das

características anteriormente mencionadas, excelente resistência química,

propriedades elétricas, boa compatibilidade com vários substratos no

aspecto adesão, bem como fácil processabilidade, as resinas epóxi

constituem-se como uma alternativa interessante para a aplicação como

matrizes em compósitos de alto desempenho no processo RTM (KUMAR, et

al., 2002). São obtidas por meio de reações de condensação, e tem como

característica principal a presença de anéis epóxi (grupos constituídos por

um átomo de oxigênio ligado a dois átomos de carbono), formando uma

estrutura cíclica, que ao reagir com um agente reticulante adequado, ou

agente de cura, forma uma estrutura molecular tridimensional (MILANESE,

2012).

19

Os agentes de cura mais utilizados em reações de condensação são:

aminas alifáticas, aminas aromáticas, aminas cicloalifáticas, aminas

primárias, anidridos e amidoaminas, os quais podem influenciar algumas

propriedades das resinas, tais como brilho, dureza, elasticidade, resistência

ao impacto e velocidade de reação (RESEPOX, 2013).

Ao longo dos anos, muitas companhias estão desenvolvendo

sistemas epoxídicos para serem utilizados no processo RTM, objetivando a

produção de componentes estruturais aeronáuticos (HEXCEL, 2013).

2.3. Fibra de carbono

Na estrutura dos compósitos são as fibras que determinam as

características de carregamento, tais como a resistência mecânica e a

dureza. Com o advento das fibras de carbono, foi possível alcançar o

desempenho esperado para aplicação dos materiais compósitos

principalmente na indústria aeronáutica (ENGINEERED MATERIALS

HANDBOOK, 1987). Dentre as características mais importantes desse tipo

de fibra destacam-se: sua tecnologia, que apesar de complexa é mais

simples se comparado ao método de obtenção de fibras avançadas, bem

como excelentes propriedades mecânicas e físicas para a aplicação em

componentes estruturais (HASIM; NIHAT, 2002).

O termo fibra de carbono refere-se a filamentos que possuem de 5 a

10 µm de diâmetro e cuja composição é de 90% de carbono, obtido por meio

da pirólise da poliacrilonitrila (PAN) (WIEBECK; HARADA, 2005).

Figura 1 – Estrutura molecular da poliacrilonitrila (PAN)

20

Para a produção de compósitos, as fibras são empregadas sob a

forma de tecidos ou fitas unidirecionais, os quais são geralmente utilizados

pré-impregnados (prepregs) com resina epóxi. A utilização de prepregs além

de apresentar custos elevados também apresenta limitações quanto à

complexidade geométrica do produto de interesse. Por estes motivos que no

processo de RTM se utiliza tecidos secos e não pré-impregnados (SHIINO,

2011). As fibras de carbono podem ser classificadas quanto ao seu módulo

de elasticidade, podendo variar entre Ultra-alto módulo (UHM), Alto módulo

(HM), Módulo intermediário (IM) e Baixo módulo (LM) conforme mostrado na

tabela 1 (SHIINO, 2011):

Tabela 1 – Classificação das fibras quando ao módulo de elasticidade

Classificação Módulo de elasticidade (GPa)

Ultra-alto módulo (UHM) > 500

Alto módulo (HM) 300 – 500

Módulo intermediário (IM) < 300

Baixo módulo (BM) < 100

Já os tipos de tecidos são classificados em: Plain Weave, Leno

Weave, T will Weave, Satin Weave, Mock Leno Weave e Basket Weave, e

são compostos de cabos, que por sua vez são constituídos de 200 a 24000

filamentos de fibras (NETO; PARDINI, 2006), conforme figura 2:

Figura 2 – Tipos de tecidos de fibra de carbono (Adaptado de CANDIDO, 2000)

21

2.4. Processo RTM

Acredita-se que efetivamente o processo RTM ou moldagem por

transferência de resina tenha sido desenvolvido nos anos 80 para aplicações

gerais, seguidas de pequenas aplicações aeronáuticas, embora haja

registros de sua utilização pela marinha americana na década de 40 na

produção de barcos de fibra de vidro/matriz de poliéster, moldados por meio

do método de injeção a vácuo. Nesta época essa técnica não era eficiente

na fabricação de peças para aplicações aeronáuticas por não apresentar a

qualidade necessária. No entanto, a partir da década de 50 começaram a

surgir patentes relacionadas à fabricação de peças moldadas por meio da

injeção de resina por pressão, garantindo o total preenchimento do molde

(POTTER, 1999).

O processo RTM é considerado um dos métodos mais eficientes e

atrativos para a produção de compósitos avançados de matrizes poliméricas

reforçadas com fibras (ANTONUCCI et al., 2000). Por apresentar um baixo

custo efetivo para a produção de componentes de compósito em larga

escala, e por produzir compósitos de alta qualidade com excelentes

propriedades mecânicas e um curto ciclo de tempo, quando comparado com

os demais processos, há um considerável aumento do interesse pelo

processo RTM ao longo dos anos (HILLERMEIER; SEFERIS, 2001).

O processo RTM consiste na injeção sob pressão, da resina pré-

polimerizada de baixa viscosidade no molde sob pressões moderadas, onde

o reforço seco, em forma de manta ou tecido está posicionado com formato

e orientação definidos (NETO; PARDINI, 2006). Frequentemente utilizam-se

bombas de vácuo ligadas ao respiro para garantir o aumento do fluxo de

resina (CAIRNS et al., 1999). O posicionamento e a permeabilidade do

reforço são considerados fatores críticos e podem causar desvios no fluxo

de resina no momento de sua injeção, portanto a medida de resistência ao

fluxo e o posicionamento do reforço devem ser avaliados para que a etapa

de injeção da resina no molde seja otimizada (LAWRENCE et al., 2002;

22

NETO; PARDINI, 2006). Além disso, se a pressão de injeção for muito baixa,

o tempo do ciclo de produção será muito elevado e a resina poderá curar

antes do total preenchimento do molde. E, se a viscosidade da resina for

muito baixa aliada à elevada pressão, o fluxo passará por todo o molde, mas

a resina não molhará os fios do reforço individualmente (ALVES, 2006).

O molde fechado (macho e fêmea) é então aquecido para que ocorra

a completa polimerização da resina, fase denominada ciclo de cura. Vale

mencionar que em um primeiro momento o aumento da temperatura diminui

a viscosidade da resina, porém a viscosidade aumenta a partir do início da

reação de cura (POTTER, 1999). Essa etapa é considerada o estágio mais

crítico e caro do processo, pois desvios como variações na espessura do

reforço podem causar gradientes de temperatura, que geram variações no

grau de cura, introduzindo tensões residuais na peça (HULL; CLYNE, 1996).

O processo está representado esquematicamente na figura 3:

Figura 3 – Esquema do processo de moldagem por transferência de resina (RTM)

(Adaptado de SCHMACHTENBERG et al. 2005)

23

Essa técnica tem como principais vantagens a produção de

componentes com formas diferentes e complexas, com elevada

repetibilidade (produção em larga escala), excelente acabamento interno e

externo e principalmente a baixa emissão de voláteis, uma vez que durante

todo o processo de cura o molde encontra-se fechado e à vácuo (NETO;

PARDINI, 2006).

Como desvantagens do processo RTM pode-se citar a dificuldade

para projetar moldes com entradas e saídas adequadamente posicionadas

para prevenir falhas de preenchimento, além da possibilidade de

deslocamento do reforço durante a injeção da resina (MILANESE, 2012).

Outro ponto de atenção em relação a essa técnica é a formação de vazios

nos laminados, fato que pode ser associado à impregnação incompleta da

fibra pela matriz, resultando em retenção de ar no interior dos filamentos e

liberação de substâncias voláteis presentes nos componentes da formulação

da matriz, que ocorre na etapa de polimerização, o que diminui a resistência

estática e a vida em fadiga dos laminados (GIOVEDI et al., 2004;

COSTA et al., 2001).

24

3. MATERIAIS E MÉTODOS

3.1. Materiais

Para o desenvolvimento desse trabalho foram processadas por meio

do método RTM, 3 laminados de material compósito utilizando 3 resinas

epóxi diferentes como matriz, e 3 tecidos de fibra de carbono diferentes

como reforço, conforme as combinações mostradas na tabela 2:

Tabela 2 – Composição dos laminados

Laminado Fibra de Carbono Resina Epóxi

1 HexForce™ AGP198-P (Hexcel®) RL 3135-LV (Polipox®)

2 G0926 D 1304 INJ E01 2F (Hexcel®) HexFlow® RTM 6 BI-COMPONENT (Hexcel®)

3 Saertex® + Hexcel® IM7 GP

(Hexcel®) PRISM™ EP2400 (Cytec®)

3.1.1. Resina epóxi

Para a laminado 1 foi utilizada uma resina epóxi bicomponente de

baixa viscosidade produzida em território nacional (Polipox® Indústria e

Comércio LTDA). Trata-se de um sistema composto por resina epóxi

modificada livre de solventes e endurecedor com adulto de amina ciclo

alifática na proporção 70-30%. A mistura apresenta cura a frio resultando em

um polímero termorrígido.

Para a laminado 2 foi utilizada a resina epóxi bicomponente

HexFlow® RTM 6 BI-COMPONENT produzida pela Hexcel®. De acordo com

o boletim técnico, a resina apresenta uma temperatura de transição vítrea

(Tg) (a partir do módulo de armazenamento) em torno de 183ºC livre de

25

umidade e de 167ºC no estado úmido. O processo de cura deve ser

realizado, segundo o fabricante, a uma temperatura de 165ºC por um

período de aproximadamente 1,5 horas (90 minutos).

Para a laminado 3 foi utilizada a resina epóxi monocomponente

PRISM™ EP2400 produzida pela Cytec® Engineered Materials. Trata-se de

uma resina líquida tenacificada que permite um processo simples e flexível

com tolerância ao dano, requisito exigido para compósitos aplicados em

estruturas primárias. De acordo com o boletim técnico, a resina apresenta

uma temperatura de transição vítrea (Tg) (a partir do módulo de

armazenamento) em torno de 179ºC livre de umidade e de 163ºC no estado

úmido. O processo de cura deve ser realizado, segundo o fabricante, a

180ºC por 2 horas. As propriedades das resinas foram dispostas na tabela 3:

Tabela 3 – Propriedades das resinas

Propriedades Resina

(laminado 1) Resina

(laminado 2) Resina

(laminado 3)

Massa específica da resina curada

- 1,14 g/cm³ 1,24 g/cm³

Tempo de endurecimento 200 min a 25ºC 75 min a 160 ºC -

Tempo de cura total 7 dias a 25ºC - -

Resistência térmica 80 – 90 (ºC) - -

Resistência à tração 78,4 – 88,3 (MPa) 75 Mpa 95 MPa

Módulo de flexão - 3,3 GPa 3,4 GPa

Resistência à flexão 117,7 – 147,1 (MPa) 132 Mpa 164 MPa

3.1.2. Fibra de Carbono

Para a laminado 1 foi utilizado um tecido de fibra de carbono

HexForce™ AGP198-P (Hexcel®) do tipo Plain Weave com gramatura de

193 g/m2.

26

Para a laminado 2 foi utilizado um tecido de fibra de carbono G0926

D 1304 INJ E01 2F (HexCel®) do tipo Satin Weave com gramatura de

391 g/m2.

Para a laminado 3 foi utilizado um tecido biaxial da empresa Saertex®

com fibra de carbono Hexcel® IM7 GP (Hexcel®) do tipo quadriaxial com

gramatura de 410 g/m2.

3.1.3. Liga de alumínio

Para a realização deste trabalho, levou-se em consideração o

comportamento mecânico da liga de alumínio 7050 T74 como parâmetro a

ser comparado aos resultados obtidos nos ensaios mecânicos dos

laminados processados.

Esta liga é utilizada em estruturas primárias de aeronaves, pois

possui alta resistência mecânica e alta resistência à corrosão sob tensão.

Vale ressaltar que estruturas primárias são aquelas que garantem a rigidez

de sua forma, bem como a integridade de sua estrutura quando submetida a

esforços e que, se falharem, colocam em risco a operação da aeronave.

As especificações desta liga seguem a norma

MIL-A-22771D (MIL-A-22771D, 1984), as quais estão representadas na

tabela 4:

Tabela 4 – Especificação da liga 7050 T74 (MIL-A-22771D)

Liga Espessura (mm) Resistência à tração ( MPa)

Deformação (%)

7050 T74 Até 50,4 496,42 7

27

3.2. Métodos

Os métodos utilizados para a caracterização das matérias primas e

dos laminados processados no decorrer deste trabalho foram descritos neste

capítulo.

3.2.1. Viscosimetria da resina epóxi

As viscosidades das resinas epóxi utilizadas neste trabalho foram

determinadas por meio de um viscosímetro Brookfield, modelo DV-II + PRO

– RV, utilizando um fuso tipo SC4-27 e volume de amostragem de 10 mL.

Esse equipamento possui cilindros coaxiais e mede a viscosidade por

meio do torque gerado pela resistência do fluido no qual o fuso está imerso.

3.2.2. Calorimetria exploratória diferencial (DSC)

A determinação da temperatura de transição vítrea das resinas

empregadas nesse trabalho foi realizada utilizando-se um equipamento

Seiko, Modelo 6220 SII Nanotechnology em célula de alumínio e atmosfera

inerte de nitrogênio.

O fluxo de gás utilizado foi de 20 mL/min com razão de aquecimento de

20ºC/min em amostras de aproximadamente 10 mg, conforme estabelece a

norma ASTM D3418.

28

3.2.3. Termogravimetria (TGA)

A fim de estabelecer a temperatura de degradação térmica das

resinas empregadas nesse trabalho, bem como seus estágios de

degradação foi realizada uma análise termogravimétrica utilizando-se um

equipamento modelo TG/DTA 6200 SII da Nano Technology Inc., com fluxo

de nitrogênio de 100 mL/min, razão de aquecimento de 10ºC/min, e

temperatura na faixa de 24-900ºC, conforme estabelece a norma

ASTM E2550.

3.2.4. Análise dinâmico-mecânica (DMA)

As resinas empregadas neste trabalho foram submetidas a uma

análise dinâmico-mecânica, que por sua vez foi realizada em um

equipamento modelo DMA 6100 SII da Nano Technology Inc., com fluxo de

nitrogênio de 100 mL/min, razão de aquecimento de 5ºC/min e temperatura

na faixa de 25-140ºC.

As análises foram realizadas na frequência de 1 Hz. Todos os

parâmetros foram determinados de acordo com a norma ASTM D4065.

3.2.5. Processamento dos compósitos via RTM

Os laminados foram processados de forma semelhante em um

equipamento Radius 2100cc RTM Injector instalado no Laboratório de

Processamento de Compósitos do Departamento de Materiais e Tecnologia

da UNESP Guaratinguetá (Faculdade de Engenharia de Guaratinguetá).

Este equipamento possui um sistema de injeção e pressão controlados.

A resina é colocada em um cilindro que poss

acionamento pneumático e é transferida ao molde

carbono encontra-se previamente fixada)

(seringa) conectada a um sistema de

A figura 4 mostra

processamento do compósito:

Figura

Na figura foram identificados o equipamento e seus acessórios,

conforme descrição abaixo:

1. Equipamento de injeção de resina com controle de pressão e

temperatura;

2. Molde em aço com canal de injeção unidirecional;

3. Sistema de aquecimento do molde com resistências inferior e superior e

controle de temperatura independente (interligado ao sistema de coleta de

dados);

4. Controlador de vácuo;

5. Trap utilizado para absorver o e

tecido;

6. Bomba de vácuo.

A resina é colocada em um cilindro que possui um pistão de

acionamento pneumático e é transferida ao molde (no qual a fibra de

se previamente fixada) por meio de uma linha de injeção

(seringa) conectada a um sistema de coleta de dados.

mostra o equipamento já montado e pronto para o

processamento do compósito:

Figura 4 – Sistema RTM pronto para processamento

foram identificados o equipamento e seus acessórios,

conforme descrição abaixo:

Equipamento de injeção de resina com controle de pressão e

Molde em aço com canal de injeção unidirecional;

Sistema de aquecimento do molde com resistências inferior e superior e


Controlador de vácuo;

utilizado para absorver o excesso de resina não impregnado ao

29

ui um pistão de

(no qual a fibra de

de uma linha de injeção

pronto para o

foram identificados o equipamento e seus acessórios,

Equipamento de injeção de resina com controle de pressão e

Sistema de aquecimento do molde com resistências inferior e superior e


não impregnado ao

30

O processamento dos laminados de compósito pode ser representado

simplificadamente conforme a figura 5:

Figura 5 – Fluxograma simplificado do processo RTM

É fundamental que antes de iniciar o processamento propriamente

dito, seja feita uma preparação do molde e do sistema como um todo. O

molde deve estar limpo e recoberto por uma camada de desmoldante com o

objetivo de garantir um bom acabamento da peça, bem como facilitar a

desmoldagem.

O número de camadas de tecido que foi colocado no molde foi

definido em função da fração volumétrica de fibras necessárias para

aplicação aeronáutica (mais de 50%), considerando a gramatura e

espessura do tecido e volume da cavidade do molde.

O tecido foi colocado no molde, o qual é constituído por três partes:

inferior, onde a resina é injetada; central, que fornece a espessura do

compósito e superior, responsável pelo fechamento do molde.

31

A resina foi preparada e inserida dentro do cilindro. A etapa de injeção

de resina dentro do molde seguiu os parâmetros apresentados na tabela 5:

Tabela 5 – Parâmetros de injeção das resinas

Parâmetros de injeção Resina

(laminado 1) Resina

(laminado 2) Resina

(laminado 3)

Temperatura de injeção 30ºC 80-90 (ºC) 100-120 (ºC)

Pressão de injeção 2,5-7,5 (bar) 1,0-3,0 (bar) 2,5-7,5 (bar)

Tempo de injeção ≈ 60 min ≈ 60 min ≈ 60 min

Após o término da injeção o molde foi submetido ao processo de cura

(laminado 1 – temperatura ambiente de aproximadamente 25ºC; laminado 2

– 180ºC e laminado 3 – 150-210ºC), desmoldagem e pós-cura. A espessura

dos laminados obtidos foi de aproximadamente 3,1 mm.

3.2.6. Análises térmicas dos compósitos

Para a caracterização dos laminados foram realizadas as seguintes

análises: dinâmico-mecânica (DMA), calorimetria exploratória diferencial

(DSC) e termogravimetria (TGA), aplicando os mesmos parâmetros já

utilizados para as análises térmicas das resinas epóxi.

32

3.2.7. Análise acústica ultrassom C-Scan

Visando identificar a presença de vazios nos laminados, que por sua

vez podem atuar como concentradores de tensões, foi realizada a inspeção

acústica utilizando o equipamento da MATEC, modelo PSS-600 (figura 6),

por imersão em água, com imagens obtidas pelo software MUSI32

desenvolvido pelo fabricante do equipamento, que por sua vez está instalado

no Laboratório de Processamento de Compósitos do Departamento de

Materiais e Tecnologia da UNESP Guaratinguetá (Faculdade de Engenharia

de Guaratinguetá).

Esse software permite visualizar as atenuações encontradas por meio

de uma escala de cores. Para os dados coletados foram utilizados

transdutores côncavos de frequência 2,5 Hz.

Figura 6 – Equipamento de análise acústica ultrassom C-Scan, MATEC, modelo PSS-600

3.2.8. Digestão ácida

No intuito de determinar as frações volumétricas de fibra e matriz dos

laminados foi realizada a análise de digestão ácida conforme estabelece a

33

norma ASTM D3171-76. A digestão foi realizada em um digestor marca

Marconi, por meio da imersão das amostras previamente pesadas dos três

laminados em ácido sulfúrico concentrado (H2SO4).

O sistema foi aquecido até a temperatura de 250ºC e mantido por um

período de aproximadamente 3 horas. Decorrido esse tempo, o aparelho foi

desligado e fez-se a adição de uma solução de peróxido de hidrogênio

(H2O2) 50% (v/v), promovendo a flutuação das fibras sobre a solução. As

soluções obtidas foram filtradas por meio de um funil de Büchner (sob

vácuo). O resíduo (fibra de carbono) foi lavado três vezes com água

destilada e uma vez com acetona. As fibras foram secas em estufa a 100ºC

por 1 hora e, após esfriar em dessecador por mais 1 hora, foram pesadas

em balança analítica.

3.2.9. Ensaio de flexão

O ensaio de flexão seguiu as recomendações da norma ASTM D790.

Os laminados tinham espessura aproximada de 3,1 mm. Dessa forma a

distância entre os apoios deveria ser calculada multiplicando a espessura

por 16, o que resultou em 49,6 mm. Além disso, para um posicionamento do

corpo de prova na máquina de ensaios, seu comprimento total deveria ser

obtido adicionando 10% da distância dos apoios de cada lado do corpo de

prova, totalizando um comprimento de aproximadamente 59,5 mm. Também

é estabelecido na norma que a largura do corpo de prova deve ser 12,7 mm.

As dimensões do corpo de prova estão representadas na figura 7:

34

Figura 7 – Dimensões do corpo de prova para o ensaio de flexão de acordo com a norma

ASTM D790

Os ensaios foram realizados no equipamento Shimadzu®,

modelo AG-X, instalado no Laboratório de Processamento de Compósitos do

Departamento de Materiais e Tecnologia da UNESP Guaratinguetá

(Faculdade de Engenharia de Guaratinguetá) (figura 8), com uma célula de

carga de 5 kN, velocidade do atuador de 5,0 mm/min e temperatura

ambiente de aproximadamente 25ºC.

Figura 8 – Equipamento universal de ensaio de flexão, Shimadzu®, modelo AG-X

35

3.2.10. Ensaio de tração

Os ensaios foram realizados no equipamento Instron®, modelo 8801,

instalado no Laboratório de Processamento de Compósitos do

Departamento de Materiais e Tecnologia da UNESP Guaratinguetá

(Faculdade de Engenharia de Guaratinguetá), (figura 9), com uma célula de

carga de 100 kN, velocidade do atuador de 5,0 mm/min e temperatura

ambiente de aproximadamente 25ºC.

Foram utilizados cinco corpos de prova para cada laminado e suas

dimensões seguiram as recomendações da norma ASTM D3039.

Figura 9 – Equipamento universal de ensaio de tração, Instron®, modelo 8801

36

4. RESULTADOS E DISCUSSÕES

Este capítulo apresenta os resultados obtidos, bem com as

discussões referentes aos ensaios realizados tanto nas matérias primas

quanto nos laminados processados.

4.1. Viscosimetria

4.1.1. Resina epóxi – RL 3135-LV (Polipox®) – laminado 1

Foram determinadas as isotermas de viscosidade nas temperaturas

de 26 e 30ºC respectivamente. A escolha dessas isotermas baseou-se nas

recomendações do fabricante, bem como no parâmetro de injeção da resina

utilizado no processamento do laminado. O resultado dessa análise pode ser

verificado na figura 10:

Figura 10 – Gráfico da viscosidade x tempo – RL 3135-LV (Polipox®)

37

Pode-se constatar que o aumento da temperatura diminuiu

consideravelmente a viscosidade da resina, quando comparamos as curvas

das duas isotermas analisadas.

Analisando isoladamente cada isoterma, pode-se verificar que o valor

da viscosidade aumentou gradativamente.

Vale ressaltar que durante o processamento a resina é colocada no

interior do cilindro por 30 minutos, onde é aquecida até a temperatura de

injeção, que nesse caso foi de 30ºC. Sendo assim, pode-se concluir que a

viscosidade da resina durante a etapa de injeção era de aproximadamente

110 mPa.s.


laminado 2


de 80 e 90ºC respectivamente. A escolha dessas isotermas baseou-se nas

recomendações do fabricante, bem como no parâmetro de injeção da resina

utilizado no processamento do laminado. O resultado dessa análise pode ser

verificado na figura 11:

Figura 11 – Gráfico da viscosidade x tempo – HexFlow® RTM 6 BI-COMPONENT (Hexcel®)

38



das 2 isotermas analisadas.

Analisando isoladamente cada isoterma, pode-se verificar que a

viscosidade caiu em um primeiro momento, e posteriormente seu valor

permaneceu praticamente constante.



injeção, que nesse caso foi de 80 – 90ºC. Sendo assim, pode-se concluir

que a viscosidade da resina durante a etapa de injeção era de

aproximadamente 80 mPa.s (90ºC) – 130 mPa.s (80ºC).

4.1.3. Resina epóxi – PRISM™ EP2400 (Cytec®) – laminado 3


de 90, 100 e 120ºC respectivamente. A escolha dessas isotermas baseou-se

nas recomendações do fabricante, bem como no parâmetro de injeção da

resina utilizado no processamento do laminado. O resultado dessa análise

pode ser verificado na figura 12:

Figura 12 – Gráfico da viscosidade x tempo – PRISM™ EP2400 (Cytec®)

39



das 3 isotermas analisadas.

Analisando isoladamente cada isoterma, pode-se verificar que a

viscosidade caiu em um primeiro momento, e posteriormente seu valor

aumentou gradativamente.



injeção, que nesse caso foi de 100 – 120ºC. Sendo assim, pode-se concluir

que a viscosidade da resina durante a etapa de injeção era de

aproximadamente 55 mPa.s (120ºC) – 130 mPa.s (100ºC).

4.2. Calorimetria exploratória diferencial (DSC)


A partir da análise DSC da resina epóxi utilizada no processamento

do laminado 1 foi possível obter as temperaturas inicial, de pico e final de

polimerização, conforme a figura 13:

Figura 13 – Curva DSC dinâmica – RL 3135-LV (Polipox®)

40

Observa-se que a temperatura inicial de polimerização foi de

aproximadamente 60ºC, a de pico foi de 128,2ºC e a final foi de

aproximadamente 240ºC.

Dentre as temperaturas encontradas, optou-se pela escolha da

temperatura inicial de polimerização (60ºC) como temperatura de cura, pois

utilizando essa temperatura possivelmente o tempo de cura seria maior e,

consequentemente haveria maior eliminação de compostos voláteis.

Com o objetivo de estimar o tempo de cura para a temperatura de

60ºC escolhida foi realizado o estudo isotérmico conforme a figura 14:

Figura 14 – Curva DSC isoterma 60ºC – RL 3135-LV (Polipox®)

A partir do estudo concluiu-se que o tempo de cura para uma

isoterma de 60ºC é de aproximadamente 4 horas.

Sendo assim, uma amostra da resina foi curada em estufa a 60ºC

por 4 horas, e em seguida ela foi submetida a uma nova varredura dinâmica

para a determinação da temperatura de transição vítrea (Tg), conforme a

figura 15:

41

Figura 15 – Curva DSC amostra da resina curada – RL 3135-LV (Polipox®)

A partir da varredura realizada na amostra da resina curada, obteve-

se uma Tg de aproximadamente 50,3ºC.


A partir da análise DSC da resina epóxi utilizada no processamento

do laminado 3 foi possível obter as temperaturas inicial, de pico e final de

polimerização, conforme a figura 16:

Figura 16 – Curva DSC dinâmica – PRISM™ EP2400 (Cytec®)

42

Observa-se que a temperatura inicial de polimerização foi de

aproximadamente 110ºC, a de pico foi de 214,5ºC e a final foi de

aproximadamente 250ºC.

Dentre a faixa de temperatura encontrada, optou-se pela escolha da

temperatura de 180ºC como temperatura de cura, conforme a

recomendação do fabricante.

Com o objetivo de estimar o tempo de cura para a temperatura de

180ºC escolhida foi realizado o estudo isotérmico conforme a figura 17:

Figura 17 – Curva DSC isoterma 180ºC – PRISM™ EP2400 (Cytec®)

A partir do estudo concluiu-se que o tempo de cura para uma isoterma

de 180ºC é de aproximadamente 1,7 horas (100 minutos).

Sendo assim, uma amostra da resina foi curada em estufa a 180ºC

por 1,7 horas (100 minutos), e em seguida ela foi submetida a uma nova

varredura dinâmica para a determinação da temperatura de transição vítrea

(Tg), conforme a figura 18:

43

Figura 18 – Curva DSC amostra da resina curada – PRISM™ EP2400 (Cytec®)

A partir da varredura realizada na amostra da resina curada, obteve-

se uma Tg de aproximadamente 158,6ºC.

4.3. Termogravimetria (TGA)


A resina foi curada e submetida à análise TGA, de modo a

estabelecer a temperatura de degradação térmica e seus estágios de

degradação. Conforme pode ser visto na figura 19, a temperatura de

degradação é de aproximadamente 135,0ºC. A partir dessa temperatura, as

ligações primárias das cadeias moleculares do polímero começam a

quebrar, causando uma perda de integridade estrutural, tornando-o mais

suscetível a fraturas. A perda de massa ocorre até a temperatura de 600ºC,

quando pode-se verificar uma massa restante de aproximadamente 8% da

massa inicial.

44

Figura 19 – Curva TGA – RL 3135-LV (Polipox®)


laminado 2




degradação é de aproximadamente 353,7ºC. A perda de massa ocorre até a

temperatura de 600ºC, quando pode-se verificar uma massa restante de

aproximadamente 17% da massa inicial.

45

Figura 20 – Curva TGA – HexFlow® RTM 6 BI-COMPONENT (Hexcel®)





degradação é de aproximadamente 270,0ºC. A perda de massa ocorre até a

temperatura de 600ºC, quando pode-se verificar uma massa restante de

aproximadamente 18% da massa inicial.

46

Figura 21 – Curva TGA – PRISM™ EP2400 (Cytec®)

4.4. Análise dinâmico-mecânica (DMA)


A figura 22 mostra as curvas resultantes da análise DMA em que a

resina foi submetida. Nela pode-se observar as curvas do módulo dinâmico

(E’), em verde; do módulo da perda (E”), em vermelho; e do amortecimento

(tan δ) em azul.

47

Figura 22 – Curva DMA – RL 3135-LV (Polipox®)

É possível verificar a partir da curva do módulo dinâmico, que a Tg da

resina possui valor igual a 48,3ºC, ponto em que se observa a perda de

energia associada ao armazenamento, ou seja, a região elástica do material.

Vale ressaltar que o valor encontrado para a Tg utilizando a análise DSC foi

de 50,3ºC, porém, segundo o ASM Handbook (2001), a DMA detecta a Tg

com maior precisão, nesse caso, para a resina em questão consideraremos

uma Tg de 48,3ºC.


laminado 2




(tan δ) em azul.

48

Figura 23 – Curva DMA – HexFlow® RTM 6 BI-COMPONENT (Hexcel®)

É possível verificar a partir da curva do módulo dinâmico, que a Tg da

resina possui valor igual a 139,0ºC, ponto em que se observa a perda de

energia associada ao armazenamento, ou seja, a região elástica do material.





(tan δ) em azul.

49

Figura 24 – Curva DMA – PRISM™ EP2400 (Cytec®)

Ao realizar a análise dos resultados é possível verificar a partir da

curva do módulo dinâmico, que a Tg da resina possui valor aproximado de

138,2ºC. Vale ressaltar que o valor encontrado para a Tg utilizando a análise

DSC foi de 158,6ºC. Utilizando o mesmo critério adotado para o laminado 1

consideraremos a Tg encontrada por meio da análise DMA, 138,2ºC.

4.5. Análises térmicas dos compósitos

4.5.1. Calorimetria exploratória diferencial – laminado 1

A análise de DSC do laminado 1 (figura 25) forneceu informações a

respeito de sua Tg, que por sua vez é igual a 48,2ºC. Esse valor é inferior ao

encontrado por meio da DSC na resina sem o reforço (Tg = 50,3ºC), o que

pode ser explicado pela presença das fibras as quais, por sua vez, impedem

o movimento das cadeias poliméricas da resina, dificultando a relaxação.

50

Figura 25 – Curva DSC – laminado 1

4.5.2. Calorimetria exploratória diferencial – laminado 3

A análise de DSC do laminado 3 (figura 26) forneceu informações a

respeito de sua Tg, que por sua vez é igual a 163,5ºC. Esse valor é superior

ao encontrado por meio da DSC na resina sem o reforço (Tg = 158,6ºC), o

que pode ser explicado também pela presença das fibras as quais, por sua

vez, impedem o movimento das cadeias poliméricas da resina, dificultando a

relaxação.

Figura 26 – Curva DSC – laminado 3

51

4.5.3. Termogravimetria (TGA) – laminado 1

O laminado 1 foi submetido à análise TGA, de modo a estabelecer a

temperatura de degradação térmica e seus estágios de degradação.

Posteriormente foi comparada a temperatura de degradação obtida pela

análise TGA da resina utilizada no processamento do laminado, com a

temperatura obtida a partir do TGA do laminado. Conforme pode ser visto na

figura 27, a temperatura de degradação é de aproximadamente 191,0ºC.

Essa temperatura, por sua vez é maior do que a observada para a resina

sem reforço (T = 135,0ºC), já que a interação existente entre o tecido e a

matriz favorece a estabilidade térmica da amostra.

Figura 27 – Curva TGA – laminado 1

52












53












54

4.5.6. Análise dinâmico-mecânica (DMA) – laminado 1

A figura 30 mostra as curvas resultantes da análise DMA em que o

laminado 1 foi submetido. Nela observa-se as curvas do módulo dinâmico


(tan δ) em azul.

Figura 30 – Curva DMA – laminado 1

É possível verificar a partir da curva do módulo dinâmico, que a Tg do

laminado possui valor igual a 45,2ºC. Esse valor, por sua vez, é menor do

que o obtido na análise DMA da resina utilizada no processamento do

laminado 1 (Tg = 48,3ºC). Esse cenário já era esperado, uma vez que a Tg

obtida por meio da análise DSC foi igualmente menor no compósito em

comparação com a resina. Isso pode ter ocorrido, pois a presença de fibras

de carbono possivelmente diminuiu a densidade de ligações cruzadas,

aumentando a mobilidade das cadeias poliméricas, o que resultou em um

valor menor de Tg.

Temp Cel140.0120.0100.080.060.040.020.0

E' P

a

4 .6E+06

8.7E+09

tanD

1.2000

1.0000

0.8000

0.6000

0.4000

0.2000

0.0000

E"

Pa

3 .6E+06

6.2E+09

49.2Cel

1.000Hz

8.7E+08Pa

54.1Cel

1.000Hz

0.4836

45.2Cel

1.000Hz

5.1E+09Pa

55





(tan δ) em azul.



laminado possui valor igual a 184,1ºC. Esse valor, por sua vez, é maior do


laminado 3 (Tg = 139,0ºC). Isso pode ter ocorrido, pois a inclusão do reforço

de carbono diminui a mobilidade das cadeias poliméricas, sendo assim é

necessária uma energia maior para ocorrer a movimentação dessas cadeias,

resultando em uma Tg maior. Além disso, o reforço de carbono é

termicamente mais estável se comparado à resina.

56





(tan δ) em azul.



laminado possui valor igual a 153,5ºC. Esse valor, por sua vez, é maior do


laminado 3 (Tg = 138,2ºC). Esse cenário era esperado, uma vez que a Tg

obtida por meio da análise DSC foi igualmente maior no compósito em

comparação com a resina. Isso pode ter ocorrido, pois a inclusão do reforço

de carbono diminui a mobilidade das cadeias poliméricas, sendo assim é

necessária uma energia maior para ocorrer a movimentação dessas cadeias,

resultando em uma Tg maior. Além disso, o reforço de carbono é

termicamente mais estável se comparado à resina.

57

4.6. Análise acústica por ultrassom C-Scan

A análise acústica por ultrassom método C-Scan utiliza como

referência a escala de cores da figura 33, em que 0% (preto) representa alta

atenuação ou região do material de baixa densidade (com vazios), e 100%

(branco) representa nenhuma atenuação ou completo retorno do eco.

Figura 33 – Escala de cores de referência (software MUSI32 – MATEC)

O resultado obtido por meio dessa análise para o laminado 1

encontra-se na figura 34, em que a seta representa o sentido de injeção da

resina:

Figura 34 – Análise acústica C-Scan (laminado 1)

58

É possível observar que a lateral esquerda do laminado 1 apresentou

retorno do sinal na faixa de 40-50%, fato que pode ter sido causado pelo

excesso de silicone aplicado nas bordas internas do molde para a fixação da

fibra de carbono; o silicone impediu a impregnação da resina nas fibras.

É possível observar também na região de saída do molde verifica-se

um retorno de sinal em torno de 50-60% que pode ter sido causado pelo

excesso de resina.

No geral verifica-se uma impregnação satisfatória ao longo do

laminado, com retorno de sinal na faixa de 80% (regiões em vermelho).

O resultado obtido por meio da análise acústica por ultrassom para o

laminado 2 encontra-se na figura 35, em que a seta representa o sentido de

injeção da resina:


É possível observar que a lateral direita do laminado 2 apresentou

pequenos pontos com alta atenuação, ou seja, baixo valor de retorno do

59

sinal de ultrassom (regiões em preto). Esses pontos podem ter sido

ocasionados por excesso de resina ou desarranjo do tecido.


laminado, com retornos de sinal na faixa de 60-80%.

O resultado obtido por meio da análise acústica por ultrassom para o

laminado 3 encontra-se na figura 36, em que a seta representa o sentido de

injeção da resina:


É possível observar que a lateral direita do laminado 3 apresentou

alta atenuação, ou seja, baixo valor de retorno do sinal de ultrassom (regiões

em preto). A explicação para esse fato deve-se ao excesso de silicone

aplicado nas bordas internas do molde para a fixação da fibra de carbono; o

silicone impediu a impregnação da resina nas fibras.

É possível observar também que uma pequena porção do laminado

apresentou retorno do sinal na faixa de 50-60%, fato que pode ter sido

causado por uma maior concentração de resina nessa região.

60

Na região de saída do molde verifica-se um retorno de sinal em torno

de 10-20% que pode ter sido causado pelo excesso de resina e também por

um possível caminho preferencial de impregnação provocado pelo

desarranjo do tecido.


laminado, com retorno de sinal na faixa de 85% (regiões em vermelho).

Para os 3 laminados, a modificação de alguns parâmetros de

processamento, tais como pressão ou temperatura de injeção poderiam ter

resultado em uma impregnação ainda mais eficiente, com retornos de sinal

na faixa de 90-95%. No entanto é importante ressaltar que a modificação

dos parâmetros de processamento requer a utilização de ferramentas de

planejamento de experimentos, que por sua vez não foram aplicadas ao

longo desse trabalho, sendo os parâmetros baseados apenas nas

recomendações indicadas pelos fabricantes das matérias primas utilizadas.

4.7. Digestão ácida

Para a realização dos cálculos de digestão foram considerados os

seguintes parâmetros (tabela 6):

Tabela 6 – Parâmetros utilizados nos cálculos de digestão ácida

Massa específica Laminado 1 Laminado 2 Laminado 3

ρr (g/cm3) 1,7800 1,7800 1,7800

ρm (g/cm3) 1,1400 1,2182 1,3253

ρc (g/cm3) 1,5240 1,5260 1,9056

Os resultados encontrados para os 3 laminados estão dispostos na

tabela 7:

61

Tabela 7 – Resultados da digestão ácida

Digestão ácida Laminado 1 Laminado 2 Laminado 3

Vr (%) 53,45 56,53 61,41

Vm (%) 45,73 42,67 37,81

Vv (%) 0,82 0,80 0,78

Ao analisar os dados acima, pode-se concluir que os 3 laminados

atendem aos requisitos de fração volumétrica de fibras (Vr > 50,00 %), bem

como de fração volumétrica de vazios (Vv < 2,00 %), ambos exigidos para

aplicação aeronáutica.

Ao comparar os 3 laminados, conclui-se que o laminado 3 possui uma

fração volumétrica de fibras maior do que a apresentada pelos demais e

uma fração volumétrica de vazios menor.

4.8. Ensaio de flexão

Os resultados obtidos após o ensaio de flexão para os laminados 1,

2 e 3 estão representados respectivamente nas tabelas (8, 9 e10) e figuras

(37, 38 e 39):

62

Tabela 8 – Resultados ensaio de flexão (laminado 1)

Laminado 1 Tensão máxima

(MPa) Deformação

tensão máxima (%)

CDP 1 678,90 2,48

CDP 2 656,20 2,58

CDP 3 645,70 2,35

CDP 4 677,10 2,50

CDP 5 700,20 2,53

Média 671,62 2,49

Desvio Padrão 21,27 0,09

Figura 37 – Gráfico do ensaio de flexão (laminado 1)

63



(MPa) Deformação

tensão máxima (%)

CDP 1 999,79 2,75

CDP 2 962,42 2,82

CDP 3 1023,22 3,33

CDP 4 1076,65 3,37

CDP 5 973,59 3,19

Média 1007,14 3,09



64



(MPa) Deformação

tensão máxima (%)

CDP 1 764,02 2,83

CDP 2 756,28 2,93

CDP 3 768,06 3,13

CDP 4 791,23 2,26

CDP 5 781,24 2,06

Média 772,16 2,64



Durante o ensaio foi observado que o corpo de prova começa a

fraturar nas camadas mais externas do tecido (parte inferior onde há um

65

rompimento por tração das fibras, e na parte superior onde há um

rompimento por compressão).

Ao comparar os resultados de resistência à flexão, concluímos que o

laminado 2 apresenta o maior valor de tensão máxima média, bem como o

maior valor de porcentagem de deformação média na tensão máxima.

O laminado 1, por sua vez, apresentou o menor valor de tensão

máxima média e o menor valor de porcentagem de deformação média na

tensão máxima.

4.9. Ensaio de tração

Ao analisar os resultados das análises térmicas do laminado 1 foi

possível verificar que pelo seu baixo valor de Tg (45,2ºC), este compósito

não teria aplicação em estruturas primárias de uma aeronave (o critério mais

conservativo recomenda que a temperatura de trabalho do compósito deve

ser 20ºC inferior ao seu valor de Tg). Dessa forma, optou-se por não realizar

os ensaios de tração.

Os resultados obtidos após o ensaio de tração para os laminados 2

e 3 estão representados respectivamente nas tabelas (11 e 12) e figuras (40

e 41):

Tabela

Laminado 2

CDP 1

CDP 2

CDP 3

CDP 4

CDP 5

Média

Desvio Padrão

Figura

Tabela 11 – Resultados ensaio de tração (laminado 2)


(MPa) Alongamento na

tensão máxima (%)

CDP 1 675,95 2,66

CDP 2 715,89 3,88

CDP 3 664,15 3,58

CDP 4 733,57 4,42

CDP 5 718,42 4,64

Média 701,60 3,84


Figura 40 – Gráfico do ensaio de tração (laminado 2)

66

Alongamento na tensão máxima (%)

Tabela

Laminado 3

CDP 1

CDP 2

CDP 3

CDP 4

CDP 5

Média

Desvio Padrão

Figura

Ao comparar os resultados de resistência à tração, concluímos que o

laminado 2 apresentou maior valor de tensão máxima média e menor valor

de porcentagem de alongam

O laminado 1, por sua vez, apresentou menor valor de tensão

máxima média e maior valor de porcentagem de alongamento na tensão

máxima.

Tabela 12 – Resultados ensaio de tração (laminado 3)


(MPa) Alongamento na

tensão máxima (%)

CDP 1 659,71 6,14

CDP 2 706,09 6,14

CDP 3 673,16 6,01

CDP 4 618,41 6,12

CDP 5 666,52 6,23

Média 664,78 6,13


Figura 41 – Gráfico do ensaio de tração (laminado 3)



de porcentagem de alongamento na tensão máxima.



67

Alongamento na tensão máxima (%)





68

Observa-se ainda que para o laminado 2 o desvio padrão foi maior

do que o obtido para o laminado 3. Esse fato pode ter ocorrido pela

diferença de localização dos corpos de prova na placa do compósito.

69

5. CONCLUSÃO

A partir das análises viscosimétricas das 3 resinas utilizadas no

processamento dos compósitos, verificou-se que todas são adequadas para

o uso do método RTM, uma vez que seus valores de viscosidade na

temperatura de injeção encontram-se dentro da faixa aceitável para a

utilização deste método (até 150 MPa.s).

Os resultados permitem concluir que a resina e o laminado 1

apresentaram um valor de Tg muito baixo, o que inviabilizaria sua aplicação

em estruturas primárias de uma aeronave, porém não o excluiria de uma

possível aplicação em componentes não estruturais. Já os resultados

obtidos para os laminados 2 e 3 permitem concluir que, em um primeira

análise, a aplicação em estruturas primárias seria possível, uma vez que

atende aos requisitos do setor aeronáutico no tocante à Tg.

Em relação aos resultados da inspeção acústica por ultrassom C-

Scan, pode-se dizer que todos os laminados processados ao longo deste

trabalho, apresentaram um grau de impregnação de resina no tecido de

carbono satisfatório e adequado para a realização dos ensaios mecânicos.

Por meio dos resultados obtidos no ensaio de digestão ácida

verificou-se que todos os compósitos processados neste trabalho

apresentaram fração volumétrica de fibras e vazios compatíveis com as

exigências do setor aeronáutico.

Tanto os resultados obtidos através do ensaio de flexão, quanto os

obtidos nos ensaios de tração, nos permitem concluir que os compósitos 2 e

3 poderiam ser utilizados como substituintes da liga de alumínio em

estruturas primárias de aeronaves.

Em linhas gerais, pode-se concluir que de acordo com todos os

resultados obtidos no decorrer deste trabalho, os compósitos de fibra de

carbono / resina epóxi processados por RTM podem substituir a liga de

alumínio 7050 T74 em componentes aeronáuticos, de forma a atender os

requisitos mínimos deste setor de mercado.

70

6. REFERÊNCIAS BIBLIOGRÁFICAS

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