Desenvolvimento de um painel sandwich para a indústria aeronáutica

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Palavras-chave

Estruturas sandwich, fibras de carbono, micro-esferas de vidro ocas, resina epóxida resistente a altas temperaturas, moldação de estruturas sandwich e impacto em estruturas sandwich.

Resumo

As estruturas sandwich actualmente encontram um largo emprego

industrial. De entre as vantagens apresentadas por esses materiais podem-se destacar a baixa densidade e altas resistência mecânica e rigidez.

Neste trabalho foi desenvolvido um trabalho de fabrico e caracterização mecânica, bem como de cálculo no domínio elástico e até à rotura de múltiplos painéis com diferentes núcleos de micro-esferas ocas de vidro e lâminas de fibras de carbono.

Foram desenvolvidos modelos analíticos especializados para cálculos de elasticidade linear e modelos numéricos para análise dos diferentes tipos de vigas sandwich testadas em flexão em três pontos. Estes modelos contribuem para uma melhor percepção dos fenómenos de deformação envolvidos.

Realizaram-se estudos de impacto a baixa velocidade a diferentes painéis de forma a ser possível avaliar e comparar a energia absorvida por cada um, podendo assim, melhorar a melhor combinação entre os materiais que formam a estrutura sandwich. O presente trabalho contribui para o estabelecimento de parâmetros de projecto e análise deste tipo de estruturas.

Este estudo permitiu aumentar o nível de compreensão destas estruturas, de modo a melhorar o seu fabrico com vista a uma maior capacidade de carga e maior resistência ao impacto. De forma a complementar o estudo, apresenta-se o desenvolvimento de um perfil alar, com uma estrutura sandwich, com um design estrutural diferente do usual.

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Keywords

Sandwich structures, carbon fibres, hollow glass micro-spheres, epoxide resin resistant to high temperatures, moulding of sandwich structures and impact on sandwich structures.

Abstract

Sandwich structures are currently widely used in industries. Among

the advantages of such materials are their low density and great mechanical resistance and stiffness.

Work has been developed regarding the manufacturing process and the mechanical characterization as well as the calculus within the domain of elasticity and within the rupture of multiple panels with different nuclei of hollow glass micro-spheres and carbon fibre blades.

Analytical models specifically designed for the calculi of linear elasticity and numerical models for the analysis of the different types of sandwich beams tested on three-point flexion have been developed. These models contribute to a better perception of the phenomena of deformation involved.

Studies were made regarding the impact at low velocity on different panels so as to make it possible to assess and compare the energy absorbed by each one, thus allowing for an improvement in the combination of materials which form the sandwich structure. This research contributes to the establishing of project and analysis parameters for this type of structures.

This study enabled an increase in the level of understanding of these structures. This makes it possible to improve their manufacturing and consequently attain a greater loading capacity and greater resistance to impact. In order to complement the study, the development of an alar profile with a sandwich structure and with a different structural design is presented.

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Capítulo 1

Introdução

1.1 Considerações Iniciais

Nos anos 60 que os materiais compósitos foram empregues pela primeira vez em projectos

estruturais inicialmente na indústria aeronáutica. Os materiais compósitos evoluíram nas

mais variadas direcções sendo usados em diversos sectores dos quais se salienta o naval,

automóvel, saúde, aeronáutica, aeroespacial. O principal motivo reside nas muitas vantagens

que os compósitos oferecem, tais como:

o Baixo peso, associado a alta rigidez e resistência mecânica, que se reflecte directamente na eficiência do comportamento da estrutura;

o Versatilidade, que pode ser obtida através da optimização dos materiais, modelação geométrica ou processos de fabrico;

o Redução de custos na manutenção e reparação e potencial para redução do número de componentes em estruturas.

Contudo, existem ainda dificuldades na integração dos materiais compósitos entre os

materiais utilizados convencionalmente em estruturas, entre as quais se destacam:

o _{Dificuldade em prever o modo de falha exacto, o que causa problemas em} componentes estruturais sujeitos a elevados níveis de fadiga e impacto;

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Capítulo 1 – Introdução Considerações Iniciais

o Processamento por vezes difícil, o que encarece os componentes, que posteriormente possuem problemas de reciclagem;

o A falta de informação de projectistas, engenheiros e designers sobre materiais compósitos comparativamente com os materiais convencionais.

1.2 Objectivos

Com este trabalho pretende-se contribuir para o desenvolvimento de projecto de painéis

sandwich constituídos à base de fibras de carbono longas e esferas de vidro ocas,

investigando as propriedades mecânicas através de ensaios experimentais em laboratório

bem como cálculos numéricos via métodos dos elementos finitos (FEA).

Esta investigação fornecerá novos materiais ao projectista oferecendo uma maior gama de

oferta. Assim, os objectivos deste trabalho são:

o Avaliar experimentalmente as características mecânicas de painéis sandwich de material compósito;

o Estudar a influência do número de lâminas e a espessura do núcleo nas características mecânicas globais;

o _{Confrontar valores experimentais com valores obtidos pelos modelos teóricos,} buscando a sua validação e implementando também o método dos elementos finitos

na confirmação de resultados;

o Demonstrar a versatilidade de materiais nas construções sandwich em aplicações aeronáuticas.

1.3 Estrutura

O presente trabalho está organizado para que haja inicialmente um enquadramento sobre

materiais compósitos e suas características, com a principal incidência nas estruturas

sandwich. De seguida, apresenta-se o ciclo de projecto para este tipo de estruturas, com a

caracterização experimental das propriedades mecânicas, culminando com a implementação

(21)

Capítulo 1 – Introdução Estrutura

o CAPÍTULO 2 – Revisão bibliográfica

Inicialmente é realizada uma abordagem geral aos materiais compósitos sandwich,

com especial atenção às construções sandwich destacando, propriedades,

características e suas aplicações.

o CAPÍTULO 3 – Materiais e procedimentos

É descrito o método de processamento dos diferentes materiais, culminando com a

apresentação dos vários procedimentos de ensaios (equipamentos, provetes e

métodos).

o CAPÍTULO 4 – Resultados e análise de resultados

Apresentam-se os resultados provenientes dos ensaios laboratoriais bem como a sua

análise, discussão e correlação com a Teoria Clássica de Laminados (TLC) –

apresentada no capítulo 2.

o CAPÍTULO 5 – Resultados numéricos

É realizada uma comparação entre os resultados computacionais e experimentais

com a finalidade de discutir e analisar as suas convergências e divergências.

o CAPÍTULO 6 – Desenvolvimento de uma estrutura alar

É exposto um novo design estrutural para uma estrutura alar com base nas

estruturas sandwich apresentadas. Neste capítulo é apresentado o desenvolvido de

um pequeno protótipo.

o CAPÍTULO 7 – Conclusões e desenvolvimentos futuros

Capítulo onde é feito um levantamento das principais conclusões deste trabalho, bem

como se demonstra mais uma gama de possibilidades para projectar componentes

em estruturas sandwich.

Por fim, destacam-se futuros trabalhos que podem ainda ser desenvolvidos neste

âmbito.

o CAPÍTULO 7 – Bibliografia

Contem as fontes das referências bibliográficas utilizadas para no desenvolvimento

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Capítulo 2

Revisão bibliográfica

2.1 Introdução

Muitas das tecnologias modernas requerem materiais com combinações de propriedades que

não são satisfeitas pelas ligas metálicas convencionais, pelas cerâmicas e pelos materiais

poliméricos, especialmente quando se trata da área aeronáutica onde é necessária baixa

densidade, alta resistência, rigidez e resistência à abrasão e ao impacto. O acelerado

desenvolvimento dos materiais compósitos reforçados ocorreu nos anos 60, tendo

proporcionado aos projectistas um leque de novas alternativas para solucionar problemas.

Um material denomina-se de compósito quando resulta da combinação de dois ou mais

materiais distintos [1]. Esses materiais que formam o compósito podem ser classificados

como matriz e reforço. A matriz tem como função manter os reforços unidos,

transmitindo-lhes carregamento. Devido à grande variedade de matrizes e reforços foi decidido [2]

classificá-los como: compósitos reforçados por partículas, compósitos reforçados por fibras e

compósitos estruturais (Figura 2.1).

A relação de fibra e resina varia sobretudo devido ao processo utilizado no processamento

dos materiais. Em geral, as propriedades mecânicas das fibras são muito superiores às das

resinas, e dependendo da fracção destas, obtêm-se um composto com maiores ou menores

(24)

Capítulo 2 – Revisão bibliográfica Introdução

Figura 2.1 – Esquema de classificação para materiais compósitos [2].

Figura 2.2 – Relação da força de tracção entre fibras, resina e compósito.

2.2 Estruturas sandwich

Em estruturas de engenharia, utilizam-se frequentemente materiais compósitos construídos

por um material central, entre duas camadas exteriores mais finas – estrutura sandwich.

As estruturas sandwich englobam uma grande proporção de materiais compósitos na sua

concepção. Historicamente estas foram as primeiras estruturas leves de alta performance

[3].

Pode considerar-se que a primeira construção a incorporar painéis sandwich foi o avião de

Havilland Mosquito utilizado na 2ª Guerra Mundial (Figura 2.3). Este possuía uma fuselagem

em construção sandwich, faces em contraplacado (Plywood) e núcleo em madeira de balsa.

Fibras Resina Compósito Deslocamento F o r ç a d e t r a c ç ã o Compósitos Partículas Grandes Fibras Reforçadas Estruturais Partículas Reforçadas Partículas Pequenas

Contínua Descontinua Laminados Sandwich

(25)

Capítulo 2 – Revisão bibliográfica Estruturas sandwich

Figura 2.3 – Aeronave Havilland Mosquito TT35 [1].

Contudo, os painéis sandwich foram usados no passado mas de forma bastante menos bem

sucedida. Historiadores atribuem a Fairbairn (1849) o primeiro registo de construção

sandwich [4] [5].

Este tipo de estruturas é formado por três camadas, sendo duas delas as faces (camadas

externas) separadas por uma camada intermédia em geral mais espessa denominada de

núcleo. As faces podem, em geral, ser tratadas como placas finas e são constituídas por

materiais de alta resistência (aço, alumínio, compósitos laminados, …). O núcleo é formado

por materiais de pesos específicos baixos (balsa, espumas poliméricas, …), sendo, por vezes

formado por várias camadas.

A norma ASTM C 274-53 define uma construção sandwich estrutural como:

A laminar construction comprising a combination of alternating dissimilar simple or

composite materials assembled and intimately fixed in relation to each other so as to

use the properties of each to attain specific structural advantages for the whole

assembly.

A construção sandwich permite o projecto de painéis de acordo com as especificações do

projecto a que se destinam.

O núcleo pode ser optimizado quanto à rigidez torsional, isolamento sonoro ou acústico,

espessura, entre outros parâmetros, de forma a dar resposta a solicitações particulares do

(26)

Os compósitos laminados que formam as faces exteriores também podem ser optimizados

quanto às suas características mecânicas, fazendo para isso variar o número de camadas,

orientações e tipo de material.

A rigidez à flexão de uma viga é proporcional ao cubo da sua espessura, desta forma o

aumento da mesma com material mais leve origina uma maior rigidez, sem um aumento

significativo de peso. A Figura 2.4 explica a analogia entre uma viga em I e uma estrutura

sandwich.

Um outro aspecto extremamente importante nas estruturas sandwich é o efeito adesivo. A

colagem entre o núcleo e as faces é um aspecto importante de forma a evitar a rotura.

Experiências têm comprovado que o uso de materiais compósitos reduz o peso entre 10% a

50%, com igual performance, com uma redução de custo monetário de 10% a 20%,

comparando com peças concebidas em materiais metálicos convencionais [3].

Neste trabalho, uma estrutura sandwich é entendida como uma estrutura com faces de

reduzida espessura de material de alta performance e núcleo espesso.

Figura 2.4 – Analogia entre viga em I e estrutura sandwich [6].

Na Tabela 2.1 pode-se observar o efeito “sandwich” em algumas propriedades físicas nas

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Tabela 2.1 – Comparação das características de uma construção sandwich [7].

CARACTERÍSTICA

Massa 1 ×1 ×1

Rigidez à Flexão 1 ×12 ×48

2.3 Materiais utilizados

A escolha dos materiais a serem utilizados numa construção sandwich depende única e

exclusivamente das especificações do projecto final.

2.3.1 Materiais das faces

O grupo de materiais possíveis de seleccionar é enorme podendo ser dividido em dois

grupos: materiais metálicos e não metálicos. No grupo dos metálicos existem inúmeras ligas

que podem ser utilizadas com as mais diversas propriedades mecânicas. O grupo de

materiais não metálicos é muito superior fazendo parte dele a madeira, cimento, polímeros,

materiais compósitos e cerâmicos.

Os materiais metálicos possuem como vantagens o baixo custo, elevado desempenho em

rigidez e resistência, bom acabamento, resistência ao impacto e encontram-se muito bem

documentados e estudados [8]. A sua desvantagem na aplicação à construção de estruturas

sandwich é a sua alta densidade e a dificuldade em obter formas geométricas muito

complexas. O factor de corrosão é extremamente importante pois os materiais metálicos,

salvo se tiverem algum tratamento, que normalmente é dispendioso, degradam-se com

facilidade.

Do grupo dos materiais não metálicos, os materiais compósitos de matriz polimérica

reforçada com fibras são os mais utilizados na construção sandwich.

Num material compósito a matriz tem como função manter as fibras unidas, transmitindo a

estas as cargas aplicadas, as fibras têm como função suportar os carregamentos

transmitidos pela matriz. As fibras podem ser divididas em fibras longas, curtas ou

(28)

Capítulo 2 – Revisão bibliográfica Materiais utilizados

Existem vários tipos de materiais possíveis de adicionar a uma matriz para formar um

material compósito, sendo os mais comuns o vidro, KevlarTM, carbono, boro, alumínio e

fibras naturais. Estes podem apresentar-se sob imensas formas, desde tecidos

unidirecionais, bidirecionais ou multiaxiais. Os compósitos de partículas e fibras curtas

possuem a vantagem de formarem um compósito homogéneo e com características

quasi-isotrópicas, contudo, comparadas com as fibras longas apresentam propriedades mecânicas

inferiores [9].

A matriz no material compósito tem que obedecer a certos requisitos, nomeadamente:

propriedades mecânicas razoáveis, capacidade de adesão às fibras e alguma tenacidade. As

resinas mais usadas são as de características poliéster, viniléster e epoxídica, contudo

existem outras para aplicações mais específicas tais como as resinas fenólicas,

policarbonatos, silicone e uretano [9].

No sub-capítulo 2.7 estes temas serão abordados com maior detalhe.

2.3.2 Materiais do núcleo

A escolha do material deve satisfazer, em regra, determinadas características como baixa

densidade, alguma rigidez e resistência ao corte e isolamento térmico e acústico [3].

Tal como nos materiais compósitos também aqui os mais variados tipos de materiais e

geometrias são passíveis de utilização no núcleo de uma construção sandwich.

Na Figura 2.5 apresenta-se um esquema dos vários tipos de núcleo em construções

sandwich.

Nos últimos anos tem-se vindo a assistir a uma evolução no tipo de materiais aplicados no

núcleo em detrimento dos materiais clássicos, tais como o cimento leve, a cortiça, espumas

entre outros. No caso do núcleo sólido é possível o uso de madeira tipo balsa ou cedro

comum na indústria naval, mas sem dúvida, os materiais mais usados são as espumas

(29)

Capítulo 2 – Revisão bibliográfica Materiais utilizados

Figura 2.5 – Tipos de núcleo em construções sandwich [10].

2.4 Vantagens e desvantagens das estruturas sandwich

Quando se pretende descrever as vantagens e desvantagens de uma estrutura sandwich é

necessário conhecer muito bem as especificações do projecto para que se destinam, podendo

em determinadas situações as vantagens transformarem-se em desvantagens e vice-versa.

A gama de materiais que se pode usar neste tipo de construções é um exemplo bem

ilustrador desta dificuldade.

A facilidade de modelação do material de acordo com as necessidades do projecto permite

obter peças reforçadas em locais específicos e possibilita a redução de custos. Esta redução,

pode ser obtida reduzindo o número de peças e sub-montagens, o custo inicial e custos

associados com manutenção e reparações. Uma estrutura sandwich é uma construção com

elevada resistência e rigidez específica, tendo um bom comportamento à flexão possuindo

um baixo peso e no caso do núcleo ser formado por espumas, fornece um elevado

isolamento térmico e acústico. O núcleo em espuma pode igualmente funcionar como um

elemento absorvente de energia.

Os materiais compósitos, no geral, possuem um grave problema de reciclagem no seu fim de

vida e possíveis problemas de saúde que podem ser originados na construção e que se ficam

a dever a agentes químicos libertados pelas resinas. Tipos de núcleo

Suporte das faces homogéneo

Suporte das faces não-homogéneo

Regional Uni-direccional Bi-direccional Pontual

(30)

Capítulo 2 – Revisão bibliográfica Vantagens e desvantagens das estruturas sandwich

Embora seja amplamente aceite o uso de compósitos sandwich, por vezes a relutância dos

projectistas e fabricantes habituados a materiais convencionais faz com que estes não sejam

mais utilizados.

Um problema complexo de quantificar nas construções sandwich é a dificuldade de prever o

modo de falha exacto, uma vez que esta depende da geometria e carregamento. Este

problema torna-se mais complexo em componentes de alta responsabilidade, onde a

combinação de fadiga, danos por impacto e efeitos do meio ambiente podem causar alguma

falha catastrófica. A cada falha está associado uma variedade de critérios de carregamento

de rotura. A Figura 2.6 ilustra os modos de falha mais comuns.

Uma particularidade de extrema importância é a interface fibra-matriz. Para garantir que os

esforços sejam transmitidos, deve-se proporcionar uma forte adesão entre as fibras e a

matriz, pois na sua ausência o material fica sujeito a falhas.

a) rotura na face por tracção/compressão; b) rotura do núcleo; c) delaminação da face; d)

instabilidade global; e) instabilidade do núcleo; f) engilhamento das faces; g) indentação

local; h) vibração e ruído; i) descolagem; j) impacto

Figura 2.6 – Modos de falha em construções sandwich [10]. a) b) c) d) e) f) g) h) i) j)

(31)

Capítulo 2 – Revisão bibliográfica Vantagens e desvantagens das estruturas sandwich

De uma forma geral pode-se resumir as vantagens e desvantagens das construções

sandwich encontra-se nomeadas abaixo.

o Vantagens

Elevada resistência e rigidez específica;

Baixo peso;

Isolamento térmico e acústico;

Facilidade na modelação;

Resistência à corrosão;

Necessidade de poucas peças estruturais.

o Desvantagens

Fracas possibilidades de reciclagem;

Difícil controlo de qualidade;

Variedade de critérios de rotura;

Perigo de construção (resinas);

Sensibilização de projectistas e engenheiros.

Assim, mesmo na presença de tais dificuldades técnicas, o projecto de construções sandwich

possui uma óptima combinação de desempenho, fabrico e custos.

2.5 Aplicações de estruturas sandwich

A construção sandwich encontra aplicação em quase todos os campos da engenharia dos

quais ilustrar-se-ão alguns exemplos. Da Figura 2.7 a 2.11 são apresentados alguns

exemplos de aplicações de painéis sandwich.

o Aeroespacial

O elevado custo em combustível para colocar em órbita qualquer estrutura aeroespacial é

(32)

Capítulo 2 – Revisão bibliográfica Aplicações de estruturas sandwich

Figura 2.7 – Indústria aeroespacial – satélite [11].

o Aeronáutico

Na indústria aeronáutica devido à sua especificidade, recorre-se a tipo de produção em

pequena escala, em que os elevados custos de fabrico podem ser compensados por menores

custos operacionais [1] . Na Figura 2.8 encontra-se uma aplicação de estruturas sandwich

em turbinas de aviões.

Figura 2.8 – Indústria aeronáutica – motores [11].

o Desporto

Ideal para aplicações de desportos náuticos porque desta forma se pode combinar resistência

com leveza dos materiais. Na Figura 2.9 pode-se verificar a aplicação de estruturas sandwich

(33)

Figura 2.9 – Desporto – pranchas de surf [12].

o Automóvel

As aplicações actuais de materiais compósitos em componentes estruturais de carroçaria dos

veículos destinam-se a mercados pequenos onde a taxa de produção é limitada, caso do

Ferrari Enzo (Figura 2.10).

Figura 2.10 – Indústria automóvel – Ferrari Enzo [13].

o Torres eólicas

Os rotores das turbinas eólicas são fabricados em materiais compósitos pelos requisitos de

peso e rigidez já que a maior massa da torre encontra-se no seu topo bem como os maiores

(34)

Figura 2.11 – Pás das torres eólicas [11].

2.6 Estruturas sandwich na indústria aeronáutica

A construção sandwich encontra aplicação em quase todos os campos da engenharia, mas o

seu maior desenvolvimento foi na indústria aeronáutica.

A estrutura sandwich é a melhor forma para a obtenção de estruturas excepcionalmente

leves que resistem a cargas e forças elevadas. Este tipo de construção é muito utilizada na

indústria aeronáutica, naval, eólica, entre outras, aparecendo normalmente como produtos

semi-acabados [3].

Em 1943 foi construída a fuselagem traseira de um avião de treino nos Estados Unidos,

recorrendo um sandwich de Poliester reforçado com fibras de vidro com um núcleo de favo

de mel. O avião voou com sucesso em 1944.

A partir da década de 60, os materiais compósitos de alto desempenho foram introduzidos de

uma forma definitiva na indústria aeronáutica criando novas estruturas de baixo peso e

favorecendo o desenvolvimento de sistemas estratégicos como na área de mísseis, foguetes

e aeronaves de geometrias complexas [8].

Hoje, os compósitos de matriz termorrígida reforçada com fibras contínuas são utilizados na

obtenção de componentes em aeronaves, como por exemplo, nas nervuras das asas do

(35)

Capítulo 2 – Revisão bibliográfica Estruturas sandwich na indústria aeronáutica

outras. O avião supersónico F-22, que atinge velocidades de 1,5 Mach, utiliza na sua

estrutura 24% de material compósito polimérico, 39% de titânio, 16% de alumínio, 6% de

aço e 15% de outros materiais [8].

No estabilizador vertical (8,3 m de altura por 7,8 m de largura) do Airbus A300/310,

reduziu-se o peso em 20%, em relação ao alumínio com o recurso aos materiais compósitos,

sendo construído por 95 peças, enquanto anteriormente compreendia 2076 peças.

Actualmente, as estruturas sandwich são utilizadas na indústria aeronáutica em inúmeras

aplicações. Nos parágrafos seguintes serão analisados apenas alguns exemplos de aplicação.

Os painéis que formam o chão dos aviões são normalmente formados por painéis sandwich.

As camadas exteriores são formadas normalmente por fibra de vidro, em alguns casos, por

fibras de carbono e os materiais do núcleo variam desde a balsa de madeira, ao ninho de

abelha de alumínio. A combinação seleccionada dependerá da aplicação, por exemplo, as

camadas exteriores e um núcleo de ninho de abelha compostos por ligas de alumínio

poderão ser usadas para o soalho de um avião militar de transporte, onde os carregamentos

concentrados poderão ser maiores.

O excelente desempenho à fadiga dos materiais compósito aliado à facilidade de modelação

dos mesmos, faz com que estes sejam excelentes para o projecto de hélices e asas já que

são componentes que estão sujeitos a grande esforços e possuem formas aerodinâmicas

complexas. Na Figura 2.12 encontra-se representada uma hélice formada por uma estrutura

sandwich.

Através da aplicação de uma longarina (spar) unidireccional de carbono e de camadas do

exterior reforçadas com fibras de vidro obtém-se uma excelente resistência à torção.

(36)

O avião europeu Lutador (EFA), actualmente sob desenvolvimento da fuselagem é outro

elemento que é formado por estruturas sandwich – Figura 2.13.

Figura 2.13 – Fuselagem do avião europeu Lutador [14].

O estabilizador horizontal do Boing 737, representado na Figura 2.14, é formado

essencialmente por uma estrutura sandwich com núcleo em favo de abelha. A utilização de

materiais compósitos induziu uma redução de peso na ordem dos 22% em relação à

configuração de metal. O peso final é de cerca de 94 Kg.

Figura 2.14 – Estabilizador horizontal do Boing 737 [14].

A AIRBUS INDUSTRIES foi o primeiro construtor a expandir a aplicação dos compósitos aos

elementos estruturais. Mesmo assim, esta expansão de utilização dos materiais compósitos

na frota Airbus tem sido gradual, como se comprova pela Tabela 2.2 onde se verifica um

(37)

Tabela 2.2 – Evolução da utilização de materiais compósitos da frota Airbus.

AVIÃO PRIMEIRO VOO % DE COMPÓSITOS NA MASSA TOTAL

A300-600 1972 ≈ 4.5 A310-300 1984 ≈ 7 A320-200 1987 ≈ 15 A380 2006 ≈ 25

2.7 Materiais

2.7.1 Face

Um importante factor a ser considerado no projecto com compósitos reforçados é a

orientação que a fibra assume no produto final, as quantidades colocadas e modo de

processamento. Estas podem apresentar-se, essencialmente, sobre duas formas: fibras

longas ou fibras curtas.

Fibras em forma de tecidos, denominados por fibras longas, caracterizam-se por fornecer

reforços apenas na direcção em que estão dispostas e as fibras curtas produzem na sua

grande maioria reforços aleatórios.

O processo de tecelagem é uma das mais antigas técnicas de processamento de materiais.

São os tecidos a forma mais simples e comum de reforço têxtil para compósitos. Estas

estruturas podem ser uni-direcionais ou bi-direcionais dependendo da orientação das fibras

[15]. Exemplos clássicos de pré-formas podem ser consultados em [15], sendo exibidos na

Tabela 2.15 as principais.

Como referido anteriormente, as fibras são o elemento estrutural do compósito, sendo elas o

factor determinante no comportamento mecânico do conjunto. Cada fibra é constituída por

um elevado número de filamentos, os quais podem conter até 10000 fios de diâmetro entre

5 e 25 mícron.

No mercado encontram-se vários tipos de fibras que se apresentam com diversas

(38)

Capítulo 2 – Revisão bibliográfica Materiais

Figura 2.15 – Exemplos típicos de pré-formas utilizadas na construção de compósitos estruturais [15].

Fibras de vidro

As fibras de vidro, não sendo aquelas que apresentam as melhores propriedades mecânicas

continuam a ser as mais utilizadas pois apresentam boas "performances" sempre que não

sejam exigidas situações especiais ou as condições de trabalho não sejam demasiado

severas. Cerca de 90% dos plásticos reforçados utilizam fibra de vidro. A introdução deste

tipo de fibras na aviação iniciou-se na década de 40 e devido à sua versatilidade

expandiram-se por toda a indústria [1]. Os tipos de fibra de vidro mais utilizados em

compósitos, são:

o Tipo E, representando mais de 90% do volume de utilização da fibra de vidro, foi inicialmente destinada à indústria eléctrica, acabando o seu uso por se generalizar

devido às boas características de resistência e rigidez, associadas a boas

propriedades eléctricas e de resistência ao ataque pela água ou humidade,

propriedades estas mantidas intactas ao longo do tempo.

o Tipo S, fibra vocacionada para aplicações estruturais, apresenta propriedades mecânicas superiores em 20% a 30% às das fibras " E ", a que se juntam uma

melhor resistência térmica e à fadiga. Porém, devido ao seu elevado custo a sua

(39)

Fibras de carbono

As fibras carbónicas ou fibras de carbono são matérias-primas que provêm da pirólise de

materiais carbonáceos. No início dos anos 60 um cientista britânico, durante as suas

investigações obteve por meio de oxidação/carbonização a 2800ºC de fios Rayon (seda

natural), fibras com excelentes propriedades mecânicas, alta resistência, elevada dureza e

baixa densidade, a que chamou fibras de carbono (grafite). Durante vários anos a produção

deste tipo de fibras progrediu a ritmo lento devido ao seu elevado custo e à incerteza quanto

ao abastecimento de matérias-primas o que levou ao abandono deste projecto, estando hoje

a sua utilização restringida a alguns componentes da indústria aeroespacial.

Ultrapassada a questão dos custos, a utilização deste tipo de fibras tem vindo a aumentar

nos últimos anos nomeadamente em aplicações estruturais, contribuindo para o aumento de

superfícies de compósitos em avião. Hoje, as fibras de carbono são já os melhores

substitutos para o aço e para o alumínio, pelo menos esse tem sido o pensamento e as

opções dos construtores europeus de aviões (AIRBUS) [16].

Fibras de aramida (Kevlar)

Desenvolvidas por DuPont nos anos 70, são as fibras de alta performance mais recentes, e

rapidamente se expandiram, quer na aeronáutica quer noutras indústrias.

As fibras de aramida foram inicialmente desenvolvidas para substituir o aço no fabrico de

peças de contornos difíceis de executar. Mais tarde, começaram a ser incorporadas no

fabrico de pneus e cintos, obtendo-se uma redução de peso e um aumento de resistência e

durabilidade. São fibras orgânicas constituindo um polímero onde as moléculas de Carbono

(C), Hidrogénio (H), Oxigénio (O) e Azoto (N) se alinham em cadeia.

Comparação das várias fibras

Sempre que se discute o assunto fibras, é feito o relacionamento com a sua resistência e

dureza, em comparação com o aço. Esta comparação é normalmente incorrecta uma vez que

as fibras raramente são usadas isoladamente. A forma mais comum de utilização das fibras é

em combinação com resina em situação unidireccional a 0º ou sob a forma de tecidos [15].

Comparativamente, as fibras de carbono são aquelas que possuem um conjunto de melhores

(40)

semelhantes [16]. Na Tabela 2.3 encontra-se a comparação das propriedades mecânicas das

fibras de Vidro, Carbono e Kevlar@.

Tabela 2.3 – Comparação das propriedades mecânicas dos vários tipos de fibra (

●

– Bom;

◘

- Médio;

○

– Mau) [1]. TIPO DE FIBRA T E N S Ã O Á T R A C Ç Ã O M ÓD U L O Y OU N G T E N S Ã O Á C OM P R E S S Ã O F OR Ç A D E IM P A C T O D E N S ID A D E F A D IG A Vidro

○

○ ◘

○

Carbono

●

○ ◘

●

Kevlar@

● ◘

◘

●

● ◘

2.7.2 Núcleo

As micro-esferas são partículas esféricas, normalmente com menos de 200 µm de diâmetro,

que podem ser utilizadas como cargas para polímeros. As micro-esferas podem-se

apresentar como sólidas ou ocas. As micro-esferas sólidas são geralmente de vidro,

cerâmica, carbono, grafite, zinco ou poliméricas sendo usadas como cargas para conferir

características específicas aos materiais poliméricos a que são adicionadas. As mais comuns

e com maior número de aplicações são as micro-esferas de vidro ocas [17] (Figura 2.16).

Figura 2.16 – Micro-esferas de vidro ocas (tipo K-37), micrografia electrónica (aumento de 100 vezes) [18].

Quando introduzidas nos espaços vazios dos materiais também melhoram as propriedades

(41)

isotrópica de tensões e melhor acabamento superficial das peças. As micro-esferas ocas de

vidro podem ser obtidas de várias maneiras [18].

A mistura de micro-esferas ocas em altas concentrações com resinas formam um tipo

especial de material muito leve conhecido como espuma sintética [18]. Na Tabela 2.4

encontra-se a comparação de densidades de diversas cargas e resinas.

2.7.3 Resinas

É através destas que os esforços entre os elementos da matriz são transmitidos. A

temperatura e pressão de cura são determinantes nas propriedades mecânicas obtidas pelo

compósito, condicionando a sua utilização.

A cura é uma interligação química de cadeias moleculares, formando assim moléculas

maiores e mais complexas, tornando o componente mais resistente. A cura é acelerada na

presença de catalizadores adequados e na proporção certa para cada tipo de resina. Por ser

um processo exotérmico, a temperatura irá influenciar o tempo de cura, sendo por vezes

realizado dentro de fornos ou estufas. Nenhum compósito de fibras deve ser utilizado em

temperaturas de trabalho acima da sua temperatura de cura [16].

Na aviação a utilização de materiais é restrita tendo de respeitar os regulamentos da

segurança da JAA (Joint Aviation Authorities) e da FAR (Federal Acquisition Regulation).

Relativamente às resinas estas normas requerem a presença de resinas resistentes ao fogo

na construção de componentes de um avião.

Seguidamente apresenta-se uma pequena descrição dos diversos tipos de resinas [1].

Resinas epóxidas

As resinas epóxidas são as mais utilizadas como matriz nos compósitos de fibras,

principalmente em aplicações estruturais. Os ciclos e pressões de cura destas resinas são

variáveis, podendo ir desde a temperatura ambiente e sem qualquer tipo de pressão, até aos

175ºC e a pressões da ordem dos 5 bar. No entanto a utilização deste tipo de resinas em

espaços interiores não é aconselhável, devido à emissão de fumos tóxicos durante a sua

(42)

Tabela 2.4 – Densidades de diversas cargas [18].

CARGA MASSA VOLUMICA [g/cm3]

Micro-esferas ocas de vidro 0,15 - 0,40

Esferas de vidro 2,5

Carbonato de cálcio 2,7

Talco 2,6

Perlita 0,29

Fibra de Vidro 2,5

Tabela 2.5 – Densidades de diversas resinas [18].

RESINA MASSA VOLUMICA [g/cm3_]

Resina de poliéster 1,1 – 1,5

Resina Epoxy 1,1 – 1,4

Resina de poliuretano 1,1 – 1,5

Resina de polipropileno 0,91

Fenólicas

As resinas fenólicas foram as primeiras resinas usadas na construção aeronáutica. Estas são

resinas caracterizadas por boas propriedades termomecânicas, de isolamento eléctrico,

resistem à água, aos solventes, ao óleo, ao calor e ao fogo produzindo uma baixa emissão de

gases tóxicos quando decompostas por este, o que faz destas resinas as preferidas para

utilizações em espaços interiores.

Resinas epóxido-fenólicas

É uma resina híbrida, na qual se pretende conciliar as principais propriedades das resinas

epóxidas (elevada resistência mecânica) com a boa resistência à temperatura das resinas

fenólicas, de forma a garantir elevada resistência mecânica a altas temperaturas. Pertencem

à gama de resinas termoendurecíveis, apresentando-se sob a forma de líquido viscoso

(43)

Poliésteres

As resinas poliésteres possuem temperaturas de operação baixas, sendo conhecidas pela

baixa relação preço/resistência.

Bismaleimidas

Estas resinas são usadas para aplicações de alta temperatura especialmente em aeronaves e

projécteis. Contudo as suas propriedades mecânicas são muito baixas.

2.8 Estimativas de propriedades

As propriedades mecânicas dos materiais compósitos tornam-os muito aliciantes para utilizar

em projectos de estruturas mecânicas, pois como referido, é possível projectar o material de

acordo com as especificações do projecto. Para isto, torna-se necessário saber como

determinar as propriedades mecânicas visando uma futura aplicação. Desta forma, são

utilizados dois métodos:

o Determinação das propriedades mecânicas através da Regra das Misturas;

o _{Determinação das propriedades mecânicas através de ensaios laboratoriais.}

Após a determinação dessas propriedades, usa-se um procedimento de cálculo bastante

comum para material compósito reforçado que está baseado na Teoria Clássica de

Laminados (TCL). Tal teoria fornece resultados aproximados devido à complexidade das

características do laminado. As propriedades elásticas de um material compósito dependem

fortemente das propriedades, orientação e distribuição de cada camada [19].

Convém realçar que as propriedades podem sofrer variações significativas sob a acção da

temperatura e humidade. Entretanto, de acordo com os objectivos do presente trabalho

analisaram-se as amostras à temperatura ambiente (entre 20ºC e 30ºC) podendo-se assim

desprezar tais efeitos. Assim, as equações deduzidas seguidamente não apresentam parcelas

correspondentes ao efeito do calor nem da humidade.

2.8.1 Leis constitutivas para a lâmina

A lei generalizada de Hooke, para materiais elásticos e anisotrópicos, é dada, em notação

(44)

Capítulo 2 – Revisão bibliográfica Estimativas de propriedades

kl ijkl ij

C

ε

σ

=

,

O

C

_ijkl é o tensor de 4ª ordem das propriedades elásticas. Mas como tem de existir equilíbrio

estático tanto as tensões como as extensões são simétricas, desta forma,

σ

_ij

=

σ

_ji e

lk kl

ε

=

, ficando apenas 6 componentes de tensão e deformação, independentes. Existe ainda simetria na matriz de rigidez, reduzindo o número para 36 constantes elásticas.

Desta forma a lei de Hooke fica:

6 ,...,

1 ,

=

Q

_ij _j

i

j

i

ε

σ

.

Prova-se que a matriz

Q

é simétrica, reduzindo-se assim para 21 constantes elásticas independentes [19].

Definindo dois sistemas de coordenadas globais

(

x

,

y

,

z

)

e das materiais

(

L

,

T

,

Z

)

, Figura 2.17, a matriz de rigidez para coordenadas globais toma a forma [19],













=

66 55 44 33 23 22 13 12 11

0

0 Q

Q

_ij .

Devido às suas excelentes propriedades mecânicas, os laminados utilizam-se geralmente sob

a forma de placas relativamente finas. Torna-se então frequentemente legítimo admitir que

as camadas estão sob estado plano de tensão, isto é, que as tensões na direcção da

espessura

σ

_z,

σ

_xz e

σ

_yz têm valores desprezáveis face aos das tensões no plano

xy

. Desta forma a lei de Hooke generalizada em coordenadas materiais fica:













=













TT TT LT LT LL LT T L

Q

0

0 σ

σ

(1) (2) (3) Simétrico (4)

(45)

Figura 2.17 – Referencial global

(

x

,

y

,

z

)

e local

(

L

,

T

,

Z

)

[9].

A matriz de rigidez

[ ]

Q

_m, em coordenadas materiais, relaciona-se com as constantes elásticas do seguinte modo:

[ ]













−

=

LT TL LT T TT LT TT LT TL LT L m

G

E

Q

E

Q

0

1

0

1 ν

ν

.

A matriz de rigidez é inversa da matriz de flexibilidade

[ ]

S

_m:

[ ]













=

LT T L LT L LT L m

G

E

Q

1

0

1

0

1 ν

ν

As constantes de elasticidade da lâmina individual e as tensões no sistema de coordenadas

usado, podem ser relacionadas por uma matriz de transformação de coordenadas

[ ]

T

σ [19]:

{ }

σ

_m

=

[ ]

T

σ

{ }

σ

_g

Onde a matriz de transformação de coordenadas é dada por:

(5)

(6)

(46)

[ ]

(

)

(

)

(

) (

)

,

sin

cos

sin

cos

sin

cos

sin

cos

2 cos

sin

cos

2 sin

cos

2 2 2 2 2 2













−

=

θ

σ

T

Da mesma forma também se pode definir uma relação entre deformações em coordenadas

materiais e coordenadas globais, através de uma transformação de coordenadas do mesmo

tipo.

A relação entre tensão e extensão em coordenadas globais será dada por:

{ }

[ ]

{ }

































=





















⇔

=

z y x z y x g m

Q

ε

σ

ε

σ

66 22 12 12 11

0

Em que a matriz

Q

é obtida de

Q

por transformação de coordenadas.

2.8.2 Leis constitutivas para o laminado

A placa, ou laminado, é constituída por

n

lâminas, cuja orientação das fibras poderá variar de lâmina para lâmina. Para cada lâmina as relações obtidas anteriormente são válidas.

A teoria clássica de laminados, TCL, aqui apresentada é apenas aplicada a materiais

compósitos ortotrópicos de fibras contínuas.

No sistema de coordenadas genérico

(

x

,

y

,

z

)

define-se o campo de deslocamentos

(

u ,

,

v

w

)

do laminado.

Figura 2.18 – Referencial

(

x

,

y

,

z

)

do laminado e campo de deslocamentos na TCL [19]. (8)

(47)

Os deslocamentos são inicialmente expressos por uma série de potências em

z

, que tomam a forma [20]:

(

)

_∑

( ) (

)

_∑

( )

(

)

_∑

∞

( )

= ∞ = ∞ =

Θ

=

Ψ

=

Φ

=

0 0 0

,

i i i i i i

y

x

z

y

x

w

y

x

z

y

x

v

y

x

z

y

x

u

O número de termos retidos, assim como as simplificações assumidas de campos de

deformações permitidos, definem a forma de

Φ

,

ψ

e

Θ

. As expressões

u

,

v

e

w

da equação 10 representam deslocamentos resultantes de forças e momentos. Para placas finas

sujeitas a pequenas deformações, as simplificações assumidas são [21]:

o A deflexão da superfície média é pequena quando comparada com a espessura da placa bem como a rotação da placa deflectida;

o Quando a placa está sujeita a flexão pura a extensão da linha média é nula;

o As secções planas que inicialmente se encontram normais à linha média permanecem normais depois de um carregamento de flexão pura;

o As condições

σ

_z

=

0

assumem-se válidas, excepto em áreas localizadas onde grandes concentrações de cargas transversais são aplicadas.

Estas simplificações são conhecidas como a hipótese de Kirchhoff para placas ou de

Kirshhoff-Love para placas finas ou cascas.

No caso dos laminados estudados, a espessura

h

é muito inferior às duas outras dimensões da placa, e por esse motivo, uma boa aproximação consiste em considerar apenas os

primeiros termos da equação 10. Se

γ

_yz

=

γ

_xz

=

0

, então

Φ

e

ψ

podem ser definidos explicitamente em termos de

w

₀. O deslocamento

w

assume-se constante, ficando assim [19]:

(

)

( )

x

w

z

y

x

u

z

y

x

u

∂

−

=

,

₀

(

)

( )

y

w

z

y

x

v

z

y

x

v

∂

−

=

,

₀ ,

(

x

y

z

)

w

( )

x

y

w

,

=

₀

,

(10) (11)

(48)

em que são

u

₀

( )

x

,

y

e

v

₀

( )

x

,

y

são os deslocamentos da superfície média do laminado. As forças de membrana actuantes num laminado são dadas pelo somatório em

n

lâminas (Figura 2.19) do integral das tensões na espessura de cada lâmina [19]:

∫

∑

∫

∑

− −





















−





















=





















= = i i i i h h xy y x n i i h h xy y x n i i xy y x

dz

k

Q

dz

Q

N

1 1 0 0 0 1 1

ε

. Define-se

(

₁

)

1 − =

−

=

∑

_i _i i i

h

Q

A

e

(

2 2₁

)

1

2

1

− =

−

=

∑

_i _i i i

h

Q

B

Figura 2.19 – Referência de cada lâmina em relação à superfície média do laminado [9].

Sendo que

a

= A

−1 tem-se:

h

a

E

_xm 11

1 =

h

a

E

_ym 22

1 =

h

a

G

_xym 66

1 =

h

a

G

_xym 66

1 =

22 12

a

m xy

=

−

ν

11 21

a

m yx

=

−

ν

66 16

a

m xz

=

ν

11 61

a

m zx

=

−

ν

66 26

a

m yz

=

ν

22 62

a

m zy

=

−

ν

Os momentos a actuar no laminado são dados por [19]:

∫

∑

∫

∑

− −





















−





















=





















= = i i i i h h xy y x n i i h h xy y x n i i xy y x

dz

z

k

Q

zdz

Q

M

1 1 0 0 0 2 1 1

ε

(12) (13) (14)

(49)

Resolvendo os integrais, define-se

(

2 2₁

)

1

2

1

− =

−

=

∑

_i _i i i

h

Q

B

e

(

3 3₁

)

1

3

1

− =

−

=

∑

_i _i i i

h

Q

D

.

Invertendo a matriz

D

(

d

= D

−1

)

tem-se as propriedades mecânicas globais:

3 11

12 h

d

E

_xf

=

₃ 22

12 h

d

E

_yf

=

₃ 66

1 h

d

G

_xyf

=

22 12

d

f xy

=

−

ν

11 21

d

f yx

=

−

ν

66 16

d

f xz

=

ν

11 61

d

f zx

=

−

ν

66 26

d

f yz

=

ν

22 62

d

f zy

=

−

ν

Os termos de acoplamento entre membrana e flexão estão agrupados na matriz B, em

laminados simétricos estes são nulos. Os laminados devem ser sempre projectados de modo

a evitar acoplamento entre membrana e flexão, visto este, originar distorções parasitas

difíceis de prever e analisar.

2.8.3 Regra das misturas

Assume-se que as fibras são homogéneas, isotrópicas ou ortotrópicas, lineares elásticas,

espaçadas regularmente e alinhadas. A lâmina supõe-se homogénea, ortotrópica e linear

elástica. É ainda assumida a perfeita ligação entre fibra e matriz. Estas simplificações têm

alguns riscos, visto que algumas delas são tecnologicamente difíceis de obter.

Para um dado número de materiais constituintes, a soma das fracções volúmicas de cada

um, mais a fracção correspondente à porosidade, é igual à unidade:

1

=

+

∑

= n i i p

v

em que

v

_i

=

V

_i

/

V

_c é a fracção volúmica de cada material constituinte,

v

_p a fracção volúmica correspondente à porosidade existente,

V

_i,

V

_c são os volumes do material

constituinte e do compósito, respectivamente.

As equações correspondentes no caso de fracções de massa são:

(16) (15)

(50)

1

=

∑

= n i i

w

em que

w

_i

=

W

_i

/

W

_c é a fracção em massa de cada material constituinte e

W

_i,

W

_c são a massa do constituinte e do compósito, respectivamente.

Observa-se que no caso das equações da fracção de massa a porosidade não é, obviamente

incluída. No caso de cura do compósito em autoclave a porosidade é da ordem dos 0.1 a 1%.

Sem o uso de vácuo ou outro método, as bolhas de ar existentes não são expulsas no

processo de cura, podendo a porosidade chegar aos 5% [16].

Substituindo na equação 2 a massa pelo produto da densidade e volume, obtém-se a

chamada regra das misturas para a densidade:

i n i i c

∑

v

=

1

ρ

As propriedades elásticas da lâmina são obtidas através da mecânica dos materiais

considerando a média ponderada das propriedades de cada um dos constituintes. Para

estados de tensão plana são necessárias quatro constantes elásticas para a definição das leis

constitutivas [9].

O volume de fibra existente no laminado pode ser determinado pela relação da gramagem

[Kg/m2] com a espessura total do laminado, sendo que, o material da matriz preenche o

restante do volume, considerando então que não existe porosidade:

f f

h

gramagem

v

ρ

×

=

A regra das misturas encontra-se em diversa bibliografia [3] [9]. As propriedades elásticas

de uma lâmina são resumidas por:

m m f f L

E

v

E

v

E

L L

+

=

m m f f TL LT

ν

LT

v

ν

LT

v

ν

=

+

T T m m f f T

E

v

E

=

+

ν

1

(17) (18) (19) (20) (21) (22)

(51)

Capítulo 2 – Revisão bibliográfica Estimativas de propriedades LT LT m m f f LT

G

v

G

=

+

ν

1

Em que

E

é o Módulo de Elasticidade do material,

G

o Módulo de Rigidez ao corte,

υ

o coeficiente de Poisson e

v

a fracção volúmica. Os índices

m

e

f

indicam que são constantes da matriz e fibra,

L

e

T

são as coordenadas materiais do laminado (Figura 2.17).

A regra das misturas pode ser aplicada sem risco ao módulo de elasticidade longitudinal,

assim como o coeficiente de Poisson. Para o cálculo do módulo de elasticidade transversal e

módulo de rigidez ao corte, para além da regra das misturas, existem modelos

semi-empíricos obtidos de curvas de ajuste de resultados experimentais, de Halpin-Tsai e

Tsai-Hahn [9].

2.8.4 Flexão em 3 pontos – Modelo analítico

A equação diferencial que rege o comportamento à flexão de uma viga é dada por [22]:

x

M

x

W

EI

=

∂

2 2 ,

Integrando, impondo as condições de fronteira conforme o ensaio de três pontos, a deflexão

a meio vão é dada por:

EI

FL

W

48

3 max

=

em que

F

é a carga aplicada,

L

o vão,

I

o momento de inércia e

E

o módulo de elasticidade à flexão.

Quando se trata de materiais isotrópicos, a aplicação da equação 25 é directa. A natureza

ortotrópica do material e a sua estrutura multicamada obrigam a uma análise um pouco mais

complexa.

Segundo a norma DIN 53 293 [23] para o cálculo da resistência à flexão em painéis

sandwich o momento de inércia é dado por:

(23)

(24)

(52)

2

btd

I =

, em que,

2 c

h

d

=

+

.

Figura 2.20 – Nomenclatura para o cálculo do momento de inércia em estruturas sandwich [23].

Para a obtenção da flecha máxima aplica-se a fórmula da equação 25.

2.9 Impacto

Na industria aeronáutica a resistência ao impacto é um factor de extrema importância, visto

desta forma, possibilitar ao projectista uma flexibilidade e resistência para absorver impactos

durante as aterragens, descolagens e manobras no solo, não introduzindo assim grandes

carregamentos na aeronave e sendo possível aumentar a vida em fadiga bem como

proporcionar um conforto maior ao passageiro [24].

As vantagens que os compósitos de alto desempenho possuem relativamente aos metais em

aplicações que requerem alta resistência, alta rigidez e baixo peso esbatem-se quando o

impacto é um dos parâmetros de concepção a considerar [1].

Os eventos de impacto são normalmente classificados em impactos de alta ou baixa energia,

de acordo com o valor da energia cinética inicial do impactor.

Embora não haja uma definição exacta dos valores que distinguem um evento de impacto a

baixa energia de um outro a alta energia, os ensaios concebidos para os dois casos são

realizados em condições distintas.

Em ensaios de impacto de baixa energia deseja-se avaliar os defeitos introduzidos no

material pelo impacto. Neste caso, parte-se do princípio de que a estrutura resistirá ao

impacto. Estes tipos de ensaios são os mais comuns na área da engenharia.

(26)

(53)

Capítulo 2 – Revisão bibliográfica Impacto

Nos ensaios de impactos de alta energia, o principal interesse está no comportamento global

da estrutura, ou seja, se a mesma conseguirá manter as suas funções estruturais após o

impacto. No caso de estruturas em compósitos esse tipo de impacto leva à geração de danos

internos, que podem comprometer a integridade da estrutura a médio ou longo prazo.

Como exemplos de impacto de baixa energia podem-se citar [22]:

o A incidência de granizo na fuselagem, principalmente nos bordos de ataque das aeronaves;

o O choque de pequenas pedras nos flaps durante o procedimento de aterragem;

o A queda de ferramentas de manutenção sobre estruturas de materiais compósitos.

Estes impactos envolvem energias até aos 20 J nas estruturas impactadas. Este valor pode

variar muito de acordo com o grau de dano que se pode impor, com as condições de impacto

e com a geometria do impactor e da estrutura em estudo. As velocidades de impacto

dependem da massa do impactor utilizado e, de um modo geral, as velocidades na condição

de impacto de baixa energia variam até 20 m/s para uma massa do impactor até 100g.

Deve-se realçar entretanto, que estes valores não são limitativos e a classificação do tipo de

impacto depende fundamentalmente das condições de contorno do problema.

Pode-se afirmar então que [1]:

o _{Impacto a baixa velocidade – caracterizado por uma extensa zona danificada e por} uma resposta da estrutura;

o Impacto a alta velocidade – caracterizado por uma solicitação transitória que provoca uma resposta de carácter localizado podendo existir ou não perfuração.

As diversas etapas que ocorrem durante o contacto entre o impactor e a estrutura sandwich

são extremamente complexas e de difícil explicação. Dependendo de muitas variáveis, tais

como espessuras, materiais, forças entre núcleo e faces. De forma a explicar o problema são

assumidas duas simplificações [25]:

o O impactor é mais forte e robusto comparado com a estrutura sandwich, desta forma a energia absorvida pelo impactor é desperdiçada. Contudo esta assunção

por vezes não é válida quando se pretende estudar casos reais (como por exemplo

(54)

o Unicamente a resposta da estrutura sandwich é tida em conta.

As diversas etapas da penetração de um impactor sobre uma estrutura sandwich

encontram-se na Tabela 2.6. As etapas apreencontram-sentadas podem depender das propriedades dos materiais,

geometria da sandwich ou da geometria do impactor.

2.9.1 O dano causado pela energia de impacto

O dano provocado pela energia de impacto em determinadas estruturas, por vezes não é

visível a olho nu. Enquanto uma estrutura de metal apresenta um entalhe depois do impacto,

uma estrutura de material compósito pode não apresentar nenhum sinal visível de dano,

contudo, pode estar afectada internamente. Quando se está perante altas ou médias

energias de impacto normalmente ocorre dano severo, sendo de fácil detecção em energias.

de impacto baixas geralmente onde o dano não é visível. Na Tabela 2.7 apresenta-se um

exemplo dos danos causados num empilhamento [02/45/-45/0/90]S para energia de impacto

alta, média e baixa.

Existe uma variedade de técnicas de inspecção não destrutivas disponíveis para determinar a

(55)

Tabela 2.6 – Possíveis etapas da penetração do impactor na estrutura sandwich (NOTA: Face 1 – Face de impacto; Face 2 – Face oposta ao impacto) [25].

ESMAGAMENTO DA FACE 1

A face de contacto com o impactor inicia a sua falha em compressão.

ROTURA DA FACE 1

Início da quebra da face 1.

FLEXÃO DA FACE 1

O impactor provoca flexão da face 1.

DESTRUIÇÃO DO NÚCLEO

Inicia-se o esmagamento do núcleo na direcção do impactor.

ABATIMENTO DO NÚCLEO

Inicia-se a falha do núcleo.

DESLAMINAGEM ENTRE FACE 2 E NÚCLEO

Existe a propagação de forças do núcleo para a face 2 e dá-se a deslaminagem desta com o núcleo.

(56)

Tabela 2.7 – Alta, média e baixa energia de impacto versus dano [26].

ALTA ENERGIA DE IMPACTO

MÉDIA ENERGIA DE IMPACTO

(57)

Capítulo 3

Materiais e procedimentos experimentais

Com este capítulo pretende-se dar a conhecer quais os materiais testados, como foram

processados, bem como as normas de ensaio utilizadas nos ensaios da determinação da

densidade, tracção, impacto e flexão.

3.1 Materiais testados

Seguidamente apresentam-se todos os materiais utilizados e as técnicas de processamento

de amostras.

3.1.1 Materiais

As fibras utilizadas neste trabalho são fibras longas de carbono que se apresentam sob a

forma de tecido biaxial (Tabela 3.1 e Figura 3.1), estando estas em formas de rolo.