PREFORMAS MULTI -DIRECIONAIS PARA COMPÓSITOS
TERMO-ESTRUTURAIS
Luiz C. Pardini, Adriano Gonçalves, Simei D. Vieira
Pça Mal. Eduardo Gomes, 50, Vila das Acácias, São José dos Campos/SP, CEP: 12228-904 [email protected]
Centro Técnico Aeroespacial / Instituto de Aeronáutica e Espaço
RESUMO
Os compósitos eram obtidos pelo empilhamento de camadas resultando em componentes formados de lâminas finas. A necessidade de conferir a estes materiais, maior tenacidade à fratura e resistência ao choque térmico, res ultou no desenvolvimento de compósitos termo-estruturais, como por exemplo as gargantas de tubeiras de foguete. Estes materiais são manufaturados mediante a utilização de preformas. As preformas são estruturas multi-direcionais manufaturadas com fibras em seu estado seco ou na forma de varetas. A disposição destas fibras ou varetas forma um esqueleto que permite após o processo de impregnação, a redução dos vazios formados pelos reforços entrecruzados. Este trabalho descreve o processo de obtenção de prefor mas para compósitos utilizados tanto em alta quanto em baixa temperaturas. As geometrias a serem descritas podem ser correspondentes às preformas tri-direcionais (3D) ortogonais e preformas tetra- direcionais (4D - Z, 60, 0). As preformas podem ser obtidas com reduzida quantidade de vazios e portanto resultando em alta fração volumétrica de fibras ou então com uma fração volumétrica adequada à utilizações específicas. Foram calculadas as frações volumétricas de fibras e vazios inerentes a cada tipo preforma. Por exemplo, as preformas tetra-direcionais (4D) com configuração 2(Z):2 e 1(Z):2 permitem obter compósitos Carbono Reforçado com Fibras de Carbono com massa específica acima de 1,80 g/cm3. Um exemplo de cálculo desse tipo de preforma, utilizando o programa FGM Model é apresentado.
Palavras-Chaves: Compósitos estruturais, preformas multi-direcionais, fibras de carbono., constantes elásticas.
INTRODUÇÃO
Os compósitos estruturais são materiais de engenharia que atendem demandas tanto com relação à manufatura de superfícies com geometria complexa utilizando-se de processos de fácil execução, quanto no quesito resistência mecânica e rigidez. Além disso, permitem obter estruturas com baixa massa específica (∼2 g/cm3
). Compósitos poliméricos reforçados com f ibras de carbono, por exemplo, exibem resistência mecânica superior a 500 MPa, e módulo elástico na faixa de 70-130 GPa, dependendo da disposição do reforço que forma o compósito. A forma clássica de empilhamento de camadas individuais de tecidos bi-direcionais ou de camadas unidirecionais, com orientação definida, tem sido a maneira mais corriqueira de produzí- los. O modo de falha mais comum em compósitos estruturais é a fratura interlaminar, ocorrendo uma delaminação entre as camadas que compõem o compósito, sendo que esse tipo de fratura ocorre mesmo sob baixo carregamento mecânico comprometendo, assim, a integridade estrutural do componente. Essa limitação restringe as aplicações de compósitos ao uso de placas finas. A solução para suplantar essa deficiência foi obtida pela disposição do reforço de fibras em direções fora do plano principal de fibras, mas que provoca, consequentemente, uma redução de propriedades no plano principal de fibras, e dessa forma é necessário otimizar o projeto da preforma.
Os compósitos poliméricos laminares possuem baixos valores de tenacidade à fratura interlaminar. Por exemplo, valores de G1C entre 150-300 J/m2 são típicos para compósitos poliméricos unidirecionais (1). A adição de agentes tenacificantes (borrachas líquidas e diluentes reativos) melhoram os valores de G1C tenacidade à fratura, chegando a atingir 1 kJ/m2(1). Para metais valores de G1C podem atingir 100 kJ/m2 , sob tensão plana. No caso de compósitos termo-estruturais, onde as matrizes são inerentemente frágeis, nenhum artifício destinado à modificação da estrutura da
matriz surte efeito no melhoramento da resistência ao cisalhamento interlaminar ou da tenacidade à fratura interlaminar. No caso desses materiais, inclusive, as situações de utilização em serviço são extremamente severas, e altos gradientes de temperatura podem ser impostos ao componente. Isso limita a utilização desses materiais na forma de empilhamento de lâminas de reforço.
Considerando-se, então, essas limitações tanto nos compósitos poliméricos quanto nos compósitos termo-estruturais, era precisoultrapassar uma barreira tecnológica e conceitual, visto ser necessária a inserção de reforço na direção perpendicular ao plano principal de fibras, sem entretanto penalizar as propriedades nesse plano, e deste modo, as aplicações não seriam restritas somente à compósitos na forma de lâminas finas mas também de componentes maciços de grande volume. Uma das encontradas para viabilizar um aumento de tenacidade à fratura interlaminar e a resistência ao cis alhamento interlaminar, foi conferir à superfície do tecido um rugosidade superficial inerente. O empilhamento das camadas individuais desse tecido provido de extremidades ou pontas de cabos na posição interlaminar, proporcionava maior resistência nessa região mas, ainda, era uma solução limitada à lâminas de pequena espessura (<5 mm). Os compósitos deixavam então de serem concebidos unicamente na forma de lâminas. A questão se resumia então em implementar a tecnologia de incorporação do reforço de forma a gerar uma nova arquitetura de fibras. Essa nova concepção no projeto do reforço, com orientação multi-direcional, deu origem ao termo e ao conceito de preformas, abrindo novas perspectivas aos compósitos estruturais. A preforma se consistia então de um arranjo de fibras (reforços) multi-direcionais com uma geometria definida e pronta para processamento.
Contrariamente aos tecidos bidirecionais, o posicionamento do reforço de fibras em direções múltiplas permite aumento na tenacidade à fratura do compósito, em relação a materiais com reforço bi-direcional, devido ao mecanismo que permite o bloqueio na propagação de trincas e consequentemente o arraste das mesmas, e também devido a outros processos que consomem energia durante a fratura. Numerosas modificações podem ser obtidas pelo interlaçamento/intrelaçamento de fibras, que vão originar uma multiplicidade de formas que,
posteriormente, geraram os compósitos. A tenacidade à fratura destes compósitos multidirecionais vai depender basicamente da direção das fibras em um plano particular de propagação de trinca. O processo de bloqueio de propagação de trincas em compósitos, como por exemplo a delaminação, o descolamento de fibras e outros processos que consomem energia durante a fratura conferem ao mesmo tolerânc ia a danos e um modo de falha denominado de pseudo- plástico.
As primeiras soluções utilizadas para promover um aumento na tenacidade à fratura de compósitos iriam se concentrar na costura de camadas individuais, com orientação pré-definida, utilizando filamentos individuais de fibras ou mesmo cabos, conforme mostra esquematicamente a Figura 1, criando um vínculo entre as mesmas.
Figura 1 – Preforma costurada +45, - 45, 0, 90, Z..
Os parâmetros de costura (passo, espaçamento, tex do fio – g/1000m – , etc) podem ser controlados. Obviamente os cabos podem proporcionar uma resistência interlaminar maior que os filamentos individuais, embora a dificuldade de inserção destes cabos através das camadas seja maior. As propriedades no plano para compósitos obtidos com estas preformas são ∼30% superiores às propriedades de tecidos equivalentes, porque os cabos de fibras não apresentam a ondulação inerente dos tecidos. Em boa parte das aplicações, os requisitos de resistência interlaminar e tolerância a danos são obtidos com menos de ∼2%/volume de fibras na forma de costura perpendicular ao plano. Além disso, é considerável a variação no número de pontos de costura por unidade de área que podem ser obtidos, e a tecnologia existente, muitas vezes, excede os requisitos
necessários, não sacrificando assim as propriedades no plano. As preformas podem ser descritas pelo tipo de fibra utilizada em sua manufatura, pelo número de filamentos em um determinado cabo, pelo tex do cabo de fibras, pelo espaçamento entre c abos de fibras, pela fração volumétrica de fibras em cada direção, pelo formato e geometria de tecelagem e pela massa específica aparente. Exemplos clássicos de arquiteturas de preformas são mostrados na Figura 2.
No final da década de 1950 o advento dos compósitos de carbono reforçado com fibras de carbono (CRFC), formados a partir de uma matriz carbonosa e fibras de carbono, veio a colaborar para que novos avanços na tecnologia de preformas para compósitos fossem efetivamente implementados. No setor aeroespacial devido ao aumento da potência e tamanho dos motores de foguetes, foi necessária a utilização de novos componentes que pudessem atender a requisitos mais severos de operação, como resistência ao choque térmico e tenacidade à fratura. As gargantas de tubeira de foguete manufaturadas em grafite apresentavam limitações nas dimensões e na de uniformidade, ou seja, os processos de obtenção de grafites já não atendiam as geometrias e propriedades necessárias para aplicações em foguetes de maior porte. A utilização de preformas com arquitetura multi-direcional permitia que a limitação de tamanho e geometria fosse suplantada, e a utilização de fibras de carbono garantia a resistência mecânica e a tenacidade necessárias para garantir o desempenho satisfatório do componente. O número de direções está diretamente ligadoà isotropia do material a ser obtido, ou seja, quanto maior o número de direções mais isotrópico será o material. A utilização de varetas com diferentes diâmetros, na mesma preforma, está relacion ada ao empacotamento (célula unitária) e ao volume de fibras.
Figura 2 – Exemplos de típicos de preformas. (A) Tri-direcional (3D) ortogonal, (B) Tetra-direcional (4D) 0, +60,-60 , (C) Penta-direcional (5D) com varetas híbridas d e diferentes diâmetros.
Havia duas possibilidades para a construção da arquitetura de fibras, a costura de cabos de fibras de reforço em múltiplas direções ou a montagem de um esqueleto a partir de varetas delgadas, pelo processo de pultrusão já existente na ocasião. A costura de cabos de fibras exigia o desenvolvimento de equipamentos de tecelagem ainda não disponíveis. A alternativa mais rápida e de baixo custo seria então a montagem de preformas por meio de varetas delgadas. Os compósitos avançavam um novo degrau pois suplantavam a limitação de serem utilizados somente como lâminas finas, podendo serem obtidos na forma de peças maciças de grande espessura. Essa tecnologia, entretanto, era dominada por poucos países principalmente porque os usos destes materiais, em
(A)
(B)
muitos casos, tinha enfoque em áreas sensíveis, e pouca ou nenhuma informação técnica estava disponível na literatura.
CÁLCULO DAS CONSTANTES ELÁSTICAS E PROPRIEDADES TÉRMICAS
O conceito de preformas veio também exigir novos métodos de anális e para os materiais obtidos dessa forma uma vez que as propriedades variam significativamente ponto a ponto, pois são dependentes da orientação do reforço em uma posição determinada. A estimativa de propriedades é interessante porque permite avaliar previa mente o desempenho e implementar uma análise de valor das parâmetros a serem obtidos previamente à manufatura. Para uma estimativa das propriedades elásticas, coeficientes de expansão e condutividade térmica de compósitos CRFC obtidos a partir de preformas 3D e 4D, foi utilizado o programa Fabric Geometry Model (FGM) (2) . O programa utiliza as propriedades constituintes locais do reforço e da matriz, e por meio da micromecânica e das propriedades geométricas do reforço, permite o cálculo das constantes elá sticas em função de um eixo global estabelecido. Além das propriedades constituintes das fibras e da matriz, o programa FGM considera as contribuições relativas nos eixos globais (x,y,z) pelos senos e cossenos. A Figura 3 apresenta o sistema de coordenadas local e global para o programa FGM. O sistema de coordenadas local é designado 1,2 e 3 , sendo que a direção 1 coincide com o eixo longitudinal dos filamentos.
Figura 3 – Sistema de coordenadas local correspondente ao reforço cilíndrico (1,2,3), e global (x, y, z) na célula unitária.
A transformação de coordenadas das matrizes de rigidez (C)e flexibilidade (S) podem ser obtidas por meio de transformação de coordenadas tensão/deformação [2,3]. A equação resultante da transformação de coordenad as para a matriz de rigidez pode ser obtida como a seguir :
[Cglobal] = [K]T[Clocal][K]
onde [Cglobal] é a matriz de rigidez no sistema global de coordenadas, K é a matriz de transformação tensão/deformação, [Clocal] é a matriz de rigidez no sistema local de coordenadas.
A Figura 4 apresenta a configuração das preformas 3D e 4D com os respectivos eixos globais x, y, z (1) . A Tabela I mostra o volume de varetas e de fibras para a célula unitária correspondente às preformas da Figura 4, considerando a situaç ão em que as varetas apresentam diâmetro da seção transversal de 2 mm, 60% em volume de fibras, massa de ∼4 g/m e massa específica de 1,53 g/cm3
. A Tabela II apresenta propriedades correspondentes à fibra de carbono e à matriz carbonosa a serem utilizadas no cálculo das constantes elásticas, da condutividade térmica e do coeficiente de expansão térmica nas direções globais x, y e z correspondentes à Figura 3. A Tabela III apresenta os resultados obtidos pela utilização do programa FGM model.
x y z
x
z
y
1
3
2
φ
Figura 4 - Diagrama das preformas 3D ortogonal e 4D (0,+60,-60,Z), com eixos globais x,y,z . Tabela I - Volume de fibras para preformas tri-direcionais (3D) e tetra-direcionais (4D).
Configuração ⇒ T r i- direcional (3D) Tetra-direcional (4D) Direção ⇒ Z Plano XY Z Plano 0,+60, -60
% massa varetas 36,0 64,0 33 67
% volume varetas 18 32 16 32
% volume de fibras* 10,8 19,2 9,6 19,2
% volume vazios 50 52
* volume de fibras em cada vareta = 60%
Tabela II – Propriedades típicas da fibra de carbono e da matriz carbonosa para cálculo no Fabric Geometry Model (FGM).
Propriedades Fibra de Carbono Matriz carbonosa Módulo Elástico (GPa)
longitudinal 230
transversal 20 15
G (GPa) 15 4
ν 0,20 0,18
Resistência à Tração (GPa) 2,8 0,020 Resistência Interfacial (GPa) 0,005
Condutividade Térmica (W/m.K)
longitudinal 20
transversal 10 10
Coeficiente Expansão Térmica ( /oC-1)
longitudinal 1.10-6
transversal 2.10-6 1.10 -6
Tabela III – Resultados das constantes elásticas e propriedades térmicas obtidas pelo programa FGM
model. Nas direções x, y e z correspondentes à Figura 3. Propriedades em temperatura ambiente.
3D ortogonal 4D (0,+60,- 60, Z) Direções das varetas (Figura 4) X Y Z 0 +60 - 60 Z % volume de fibras 9,6 9,6 10,8 6,4 6,4 6,4 9,6 Ex (GPa) 31,8 24,4 Ey (GPa) 31,8 24,4 Ez (GPa) 38,5 36,0 Gxy (GPa) 7,8 13,0 Gyz (GPa) 5,0 5,0 Gxz (GPa) 5,0 5,0
ν
xy 0,1306 0,38ν
xz 0,0670 0,05ν
yz 0,0670 0,05 Condutividade Térmica (W/m.K) kx 11,5 11,4 ky 11,5 11,4 kz 11,6 11,4 CET (oC-1) αx 1,06.10-6 9,7.10-7 αy 1,06.10-6 9,7.10-7 αz 9,9.10-7 9,8.10-7Pode-se observar pelos resultados que os compósitos obtidos com as preformas 3D e 4D apresentam módulos elásticos diferentes, em função das direções de medida x, y e z, estabelecidas
na Figura 3. No plano x-y os valores do módulo elástico para os compósitos com a preforma 3D são maiores (∼32 GPa) que os do compósito obtido da preforma 4D (∼24,4 GPa) devido à maior fração volumétrica de fibras, no plano x -y, do primeiro. Devido ao maior número de orientações no plano x-y do compósito com a preforma 4D, o módulo de cisalhamento desta preforma (∼13 GPa) é maior em relação à preforma 3D (7,8 GPa). Em qualquer destas situações tanto o módulo elástico quanto o módulo de cisalhamento são maiores que os obtidos para o grafite, 12 GPa e 3 GPa , respectivamente [4]. As condutividades térmicas e os coeficientes de expansão térmica apresentam nos planos determinados pela Figura 3, tanto para o compósito obtido com preforma 3D quanto o obtido com preforma 4D, v alores similares, ∼11,5 W/m.K e ∼1.10-6
.oC-1, respectivamente.
CONCLUSÃO
Foram obtidas as estimativas de propriedades elásticas de compósitos Carbono Reforçados com Fibras de Carbono oriundos de prefor mas 3D e 4D utilizando- se para tanto o programa FGM. Esse programa permite uma estimativa do comportamento elástico de compósitos obtidos com preformas multi- direcionais, relacionando as propriedades dos constituintes (fibras e matriz) em função da arranjo espacial das fibras no mesmo. Estabelecendo-se eixos globais definidos podemos estimar as constantes elásticas ao longo da espessura ou geometria do componente.
Os critérios mais importantes para a seleção de uma determinada arquitetura de fibras para compósitos multi-direcionais são os seguintes : tipo de reforço multi-axial, direção do reforço, formato e geometria da peça, e propriedades necessárias. O valor do módulo elástico estimado é função da fração volumétrica de fibras.
REFERÊNCIAS
[1] Pardini, L. C., “Preformas Tri- direcionais (3D) e Tetra- direcionais (4D) para Compósitos Termo-estruturais” , Nota Técnica 05/AMR/98, 38 p. , CTA/IAE, AMR, 1998.
[2] Pastore C.M., Gowayed Y. A., “A Self -Consistent Fabric Geometry Model: Modification and Application of a Fabric Geometry Model to Predict the Elastic Properties of Textile Composites”, Journal of Composites Technology and Research ,v. 16 , n. 1 , 32-36, 1994
[2] Yoo, J. S., Lee, S. E., Kim, C. G. , “Prediction of mechanical behavior of spatially reinforced composites for kick motor nozzle”, Composite Structures, 54, 57-65, 2001.
[4] Manhani, L. G. B. , “Propriedades estruturais de grafites para aplicação em gargantas de tubeiras de foguetes a propelente sólido”, Dissertação de mestrado, Instituto Tecnológico de Aeronáutica/CTA, 2002.
MULTI-DIRECTIONAL PREFORMS FOR THERMO- STRUCTURAL COMPOSITES
L. C. Pardini, A. Gonçalves, S. D. Vieira
Pça Mal. Eduardo Gomes, 50, Vila das Acácias, São José dos Campos/SP, CEP: 12228-904
Centro Técnico Aeroespacial / Instituto de Aeronáutica e Espaço
ABSTRACT
Composit es were initially obtained by laminae stacking resulting in thin components. The need to improve toughness and thermal shock resistance, resulted in the development of thermo - structural composites, which a rocket nozzle throat is an example. These materials are manufactured by using preforms. Preforms are multi-directional structures made by pultruded rods or dry yarns. The spatial arrangement of these rods allows after the impregnation process, the reduction of voids formed by empty spaces formed in the interconnected reinforcement. This work describes the process to obtain preforms for use in low and high temperature usage composites. The geometries to be evaluated corresponds to orthogonal tri-directional (3D) and four -directional (4D) preforms (4D - Z, 60, 0). The preforms can be obtained with low void content, and high fibre volume fraction, which were calculated for specific applications. For example, 4D preforms having 2(Z):2 and 1(Z):2 configurations allows to obtain Carbon Reinforced Carbon Composites having density over 1,80 g/cm3. Na example of elastic constant calculation using these preforms are presented using the FGM Model.