Histórico dos compósitos híbridos Laminado Fibra Metal (LFM)

Com o desenvolvimento da Mecânica da Fratura nos últimos anos um novo conceito de projeto que incorpora a tolerância ao dano foi introduzido no projeto aeronáutico. Esta nova filosofia foi oficialmente introduzida pela força aérea americana em 1974. Quatro anos mais tarde, a autoridade de aviação civil americana “Federal Aviation Administration (FAA)”, publicou uma nova regulamentação conhecida como “Federal Airworthiness Regulations (FAR)” parte 25.571, contendo regras para a avaliação e certificação de estruturas de aeronaves na categoria de transporte levando em consideração os aspectos referentes à tolerância ao dano e fadiga. A autoridade da aviação civil europeia “European Aviation Safety Agency (EASA)”, também adotou esta nova filosofia de projeto e publicou o “Joint Airworthiness Requirements (JAR)” parte 25.571 (ASUNDI e CHOI, 1997).

No que diz respeito ao projeto de uma aeronave, o peso de sua estrutura tem significante efeito no desempenho de voo, na capacidade de transporte e no consumo de combustível, ou seja, o peso estrutural tem significante importância. A razão da carga máxima transportada dividida pelo peso máximo de decolagem é a medida para identificar a eficiência da aeronave, a qual obviamente melhora com a diminuição do peso de sua estrutura. Com o objetivo de encontrar uma forma de tornar a estrutura da aeronave mais leve, projetos relacionados aos esforços de sua estrutura tiveram que ser adotados, e consequentemente, materiais com alta resistência passaram a ser necessários (ASUNDI e CHOI, 1997).

O projeto de uma estrutura de aeronave moderna demanda tipos de materiais diferenciados. Um dos mais importantes aspectos em um projeto de fuselagem é considerar o aparecimento de uma trinca resultante da fadiga, dentro de um intervalo de inspeção, antes de alcançar um comprimento considerado critico que possa causar uma falha catastrófica. O período considerado como modo de falha seguro (“fail-safe”) corresponde ao intervalo entre inspeções. A periodicidade entre as inspeções é definida em função da taxa de redução da resistência residual (“residual strength”), da taxa de propagação da trinca e do critério definido do modo de falha seguro, são os fatores que limitam a resistência residual para o limite de carga estabelecido pela autoridade civil. Isto significa que a trinca que se inicia após uma inspeção não pode se tornar crítico. A resistência residual não deve diminuir abaixo da carga definida em projeto como modo de falha seguro, antes da próxima inspeção na qual a trinca deve ser detectada. De qualquer modo, uma estrutura que contém características de tolerância ao dano por longo período é mais eficiente do que aquelas que dependem de um programa de inspeção. Infelizmente acidentes catastróficos ainda ocorrem em serviço e é muito difícil identificar a principal causa destas falhas (ASUNDI e CHOI, 1997).

Abaixo estão descritas as três principais soluções possíveis para este problema: 1- Períodos de inspeção curtos, os quais implicam em uma menor utilização da aeronave. 2- Redução do cálculo de tensão permitido, resultando em uma construção mais “pesada”. 3- Desenvolvimento de novos materiais que possam ser empregados nas aeronaves, com uma

melhor resistência a fadiga e com menor massa específica.

Neste contexto fica claro que a última opção se torna mais atrativa, levando em consideração a segurança e os aspectos econômicos. O objetivo principal de um bom projeto de fadiga usando novos materiais considerados aeronáuticos é obter um intervalo de modo de falha seguro igual ao tempo de vida da aeronave. O consumo de combustível e o custo de manutenção são dois aspectos decisivos e com isso esforços têm sido feitos para o desenvolvimento de novos materiais para obter uma economia de peso combinada com uma diminuição em tarefas de manutenção (ASUNDI e CHOI, 1997).

Nas últimas três décadas, o que mais se buscou foi a diminuição do peso das peças aeronáuticas, ou seja, o desenvolvimento e aplicação de novos materiais que pudessem ser substituídos pelos materiais normalmente empregados (liga de alumínio) em estruturas de aeronaves (REMMERS e BORST, 2001).

Os LFM’s consistem em finas camadas de lâminas de alumínio de alta resistência coladas de forma alternada por camadas de fibras reforçadas por adesivo epóxi. Esta combinação resulta em um material que combina as melhores características do material compósito e do metal, sem compartilhar as desvantagens individuais. O LFM proporciona um alívio de peso se comparado com a mesma aplicação onde é utilizado somente material metálico. Outra característica importante é que com a aplicação do LFM a quantidade de material necessária para fabricar uma determinada peça ou conjunto pode diminuir drasticamente levando em consideração a mesma comparação feita anteriormente. Isto pode proporcionar um ganho nos custos referentes à mão-de-obra, que pode compensar o alto custo do material. Estas características, em conjunto com a resistência a fadiga e tolerância ao dano que o material possui a corrosão e a resistência à propagação de chamas, faz do LFM uma excelente opção para substituição de materiais para estruturas de aeronaves (VOGELESANG et al, 1986).

Por esta razão vários esforços foram feitos no desenvolvimento de materiais e como consequência diversos tipos de LFM’s foram criados e que hoje são empregados. Na Figura 10 é possível entendermos como os LFM’s estão definidos e agrupados.

O início do desenvolvimento dos LFM’s se concretizou através da parceria entre a universidade - Technische Universiteit Delft e a empresa ALCOA, em 1980. O primeiro material formado por fibra metal compósito era constituído por lâminas de alumínio e camadas de fibra de aramida, mas conhecida como Aramid Reinforced Aluminium Laminate (ARALL) (VOGELESANG e VLOT, 2000).