ÁREA DAS CIÊNCIAS EXATAS E DA TERRA CURSO DE ENGENHARIA DE PRODUÇÃO MECÂNICA
Estudo de Viabilidade Técnica, Econômica e Geométrica para Utilização da Fibra de Carbono no Projeto UNOESC Aerodesign.
Acadêmico: Bruno Ricardo Massucatto Padilha
ÁREA DAS CIÊNCIAS EXATAS E DA TERRA CURSO DE ENGENHARIA DE PRODUÇÃO MECÂNICA
Estudo de Viabilidade Técnica, Econômica e Geométrica para Utilização da Fibra de Carbono no Projeto UNOESC Aerodesign.
Acadêmico: Bruno Ricardo Massucato Padilha
Relatório submetido à Vice-Reitoria de Pesquisa, Pós-Graduação e Extensão como parte integrante para a conclusão do trabalho de pesquisa.
Toda vez que um homem sente o prazer de concluir uma obra, ou atingir um objetivo, sente este sentimento de realização. Porém é fato que seria um caminho muito mais árduo e até mesmo impossível se não fosse à ajuda, o carinho e porque não a paciência de muitas pessoas que encontramos durante este período, e é a elas a qual eu dedico esta obra.
Agradeço a Deus, pela benção de cada amanhecer desta obra;
Agradeço a minha mãe, por não ter em momento algum duvidado de mim quando muitos já duvidavam;
Agradeço aos meus colegas da equipe FAEROESTE, pelas incontáveis horas de trabalho durante o ano de 2009, e por acreditarem na capacidade da nossa equipe;
Agradeço ao meu tio Darci, que às vezes é mais que meu pai, pelas horas de discussão sobre o assunto;
Agradeço em especial ao meu orientador, a qual com toda certeza posso chamar de grande amigo, pela paciência, pelos ensinamentos, e por que não dizer, mais agradecido ainda pela confiança em mim depositada ao confiar este trabalho, valeu Douglas;
Agradeço também a uma pessoa que não pertence à área de engenharia, mas que por tantas vezes, soube me escutar e até mesmo me “dividir” com isso tudo, manteve-se ao meu lado, minha companheira e namorada Amanda;
Agradeço também em conjunto aos que de alguma forma contribuíram para a realização deste trabalho.
ÍNDICE
LISTA DE ILUSTRAÇÕES...vi
LISTA DE EQUAÇÕES...vii
LISTA DE SIMBÓLOS... viii
LISTA DE SIGLAS E ABREVIATURAS ...ix
RESUMO...x 1 Introdução ... 12 1.1 CONTEXTUALIZAÇÃO ... 12 1.2 DEFINIÇÃO DO PROBLEMA ... 12 1.3 JUSTIFICATIVA ... 12 1.4 OBJETIVO ... 13 1.4.1 Objetivos Específicos ... 13
1.5 QUESTÕES DE PESQUISA OU HIPÓTESES ... 13
1.6 ORGANIZAÇÃO DO TRABALHO ... 14 2 Revisão BIBLIOGRÁFICA ... 16 2.1 INTRODUÇÃO ... 16 2.2 MATERIAIS COMPOSTOS ... 17 2.3 FIBRA DE CARBONO ... 20 2.4 MÉTODOS DE LAMINAÇÃO ... 24
2.5 NORMALIZAÇÃO DOS ENSAIOS ... 26
3- Estudo de caso: ... 28
3.1 INTRODUÇÃO ... 28
3.2 METODOLOGIA DE LAMINAÇÃO ... 28
3.4 ENSAIOS ... 44
3.5 METODOLOGIA DE APLICAÇÃO ... 47
3.6 VIABILIDADE ECONÔMICA ... 50
4 Conclusões ... 52
LISTAS DE ILUSTRAÇÕES
Fluxograma 1: Cadeia dos materiais compostos...19
Imagem 1: Identificação das fases do material composto...20
Imagem 2: Orientação das fibras no tecido...23
Imagem 3: Dimensões dos provetes analisados...45
Imagem 4: Posição dos apoios no provete...45
Imagem 5: Cargas aplicadas à longarina da aeronave...49
Imagem 6: Vetoração das cargas aplicadas ao assoalho e trem de pouso...50
Gráfico 1: Materiais utilizados no Boeing 787...21
Gráfico 2: Momento fletor máximo da longarina...41
Gráfico 3: Gráfico das cargas aplicadas aos provetes...47
Fotografia 1: Autoclave contendo um elemento de uma aeronave em fase de laminação...25
Fotografia 2: Processo de cura por Vacum Bag...26
Fotografia 3: Provetes utilizados nos ensaios...27
Fotografia 4: Imagem do componente desenvolvido no software SolidWorks...30
Fotografia 5: Folha de projeto contendo as cotas necessárias para a modelagem em Divinycell...31
Fotografia 6: Medição da área mínima para laminação da peça, indicada pela fita crepe...32
Fotografia 7: Preparação dos insumos necessários para laminação da fibra de carbono...33
Fotografia 8: Aplicação da resina na peça em Divinycell e na fibra de carbono...34
Fotografia 9: Processo de sobreposição dos insumos necessários para a laminação da fibra de
carbono...35
Fotografia 10: Bag pronto para o processo de vácuo...36
Fotografia 11: Peça sobre ação do vácuo...37
Fotografia 12: (a) peça finalizada (b) em fase de acabamento...38
Fotografia 13: Decomposição de vetores...43
Tabela 1: Forças aplicadas à longarina...42
Tabela 2: Cargas aplicadas na aeronave...44
Tabela 3: Carga suportada pelos provetes...46
LISTA DE EQUAÇÕES
Equação 1: Força de impacto da aeronave ao tocar no solo.
LISTA DE SÍMBOLOS
F Força N
M Massa (kg)
A Aceleração (m/s)
i Fator tempo de impacto y Força aplicada no Provete (kg)
LISTA DE SIGLAS E ABREVIATURAS
ABNT Associação Brasileira de Normas Técnicas SAE Sociedade dos Engenheiros da Mobilidade
RESUMO
A eficiência estrutural é o principal quesito no projeto de uma aeronave cargueira é a capacidade de carga da mesma. Esta capacidade e quantificada como eficiência estrutural, que quer dizer quantas vezes o peso da própria aeronave ela e capaz de transportar. Na competição de AeroDesign, que nada mais é do que pequenos cargueiros, este índice de eficiência estrutural é quantificado como maior pontuação da competição. Sendo assim, visando o ganho na qualidade construtiva, utilizando-se de matérias compostos e conseqüentemente uma aeronave mais leve e resistente, este trabalho apresenta a viabilidade técnica, econômica e geométrica da aplicação da fibra de carbono no projeto UNOESC de AeroDesign. Este estudo encontra-se baseada na identificação das principais obras literárias, bem como na identificação de fornecedores e equipamentos necessários para a fabricação de componentes em fibra de carbono. Abordam-se os principais métodos de laminação e identifica-se a viabilidade do processo de vacum bag como ideal para a laminação de peças da equipe FAEROESTE. E sobre o aspecto econômico, compara-se a viabilidade econômica do projeto, em vista aos ganhos surtidos do ano de 2009 com relação ao ano de 2008. Esta metodologia elaborada permite o acesso ao conhecimento de laminação e dimensionamento de componentes de fibra de carbono para aeronaves do AeroDesign.
1 INTRODUÇÃO
1.1 CONTEXTUALIZAÇÃO
No ano de 2008, a Universidade do Oeste de Santa Catarina participou pela primeira vez da décima competição SAE Brasil de Aerodesign, promovida na cidade de São José dos Campos, nos dias 16 a 19 de outubro de 2008. Neste evento, dentre as 77 equipes participantes (das quais 10 eram equipes da América Latina), a UNOESC, com sua equipe
FAEROESTE concluiu a competição na 39ª colocação na classificação geral.
O resultado inicial obtido pela equipe causou certa surpresa, sendo até além do esperado. Porém ficou claro que para a equipe tornar-se destaque na competição, seria necessário um investimento maior no domínio do conhecimento e tecnologias, principalmente no âmbito dos materiais utilizados.
1.2 DEFINIÇÃO DO PROBLEMA
Para a equipe FAEROESTE, não bastaria apenas um investimento maior na compra de materiais específicos para a construção de aeronaves. É necessário que seja desenvolvido um estudo eficaz na modelagem, dimensionamento e construção dos respectivos materiais, visando utilizá-los com o máximo de eficiência possível.
1.3 JUSTIFICATIVA
A utilização de materiais específicos para a construção aeronáutica representa um grande avanço na tecnologia utilizada pelo projeto, sendo que estes materiais possuem especificações e características mecânicas muito superiores aos materiais utilizados em 2008.
Desta forma, compreende-se que para o destaque da equipe, é necessário a utilização adequada destes materiais.
1.4 OBJETIVO
O objetivo geral do trabalho é realizar um estudo de viabilidade técnica, econômica e geométrica para a utilização da fibra de carbono no projeto UNOESC de Aerodesign.
1.4.1 Objetivos Específicos
Os objetivos específicos almejados com a realização do presente trabalho são:
(i) identificar as principais obras literárias, artigos técnicos e científicos que abordem as características técnicas das fibras de carbono;
(ii) estudar e analisar as obras citadas no item anterior visando o desenvolvimento de uma metodologia e procedimentos para a utilização da fibra de carbono para o projeto UNOESC de aerodesign;
(iii) identificar os processos e equipamentos necessários para a confecção de peças a partir da fibra de carbono para o projeto UNOESC de aerodesign;
(iv) avaliar os custos da fibra de carbono e dos equipamentos necessários para sua utilização;
(v) propor uma metodologia para ensaio dos componentes a serem futuramente desenvolvidos para a aeronave do projeto UNOESC de aerodesign construídos a partir fibra de carbono.
1.5 QUESTÕES DE PESQUISA OU HIPÓTESES
Com a realização deste projeto de pesquisa pretende-se responder às seguintes questões:
1 – Qual o referencial teórico mais importante para utilização da fibra de carbono em projetos de estruturas aeroespaciais e aeronáuticas?
2 – Quais os procedimentos e metodologias a serem utilizados para projetar e construir a partir da fibra de carbono, componentes para o projeto UNOESC de aerodesign?
3 – Quais os principais ensaios e procedimentos a serem utilizados para testar os componentes fabricados para a aeronave do projeto UNOESC de aerodesign, confeccionados a partir de fibra de carbono?
4 – É viável economicamente e tecnicamente a utilização de fibra de carbono no projeto UNOESC de aerodesign?
5 – Quais os principais cuidados a serem observados no projeto de estruturas confeccionadas a partir da fibra de carbono?
1.6 ORGANIZAÇÃO DO TRABALHO
Este trabalho encontra-se dividido em cinco capítulos, com os conteúdos apresentados na seqüência.
No Capítulo 1, apresentam-se a introdução, contextualização e os objetivos do trabalho.
No Capítulo 2, apresenta-se o referencial bibliográfico, bem como a explanação sobre cada obra, destacando os principais assuntos abordados pelo autor. Também neste capítulo apresentam-se os métodos de laminação de fibra de carbono disponíveis no mercado, bem como o identificado como adequado para a equipe FAEROESTE.
No Capítulo 3, apresenta-se a análise das cargas sujeitas a aeronave. Neste capítulo também se apresenta à metodologia e os ensaios em laboratório dos componentes em fibra de carbono. Ainda neste capítulo é apresentado à metodologia desenvolvida para o dimensionamento dos componentes da aeronave.
No capítulo 4, abordam-se os comentários finais e as conclusões do trabalho. No, capítulo 5 trata-se do referencial bibliográfico adotado.
2 REVISÃO BIBLIOGRÁFICA
Neste capítulo apresenta-se inicialmente uma introdução na qual são mencionadas as principais obras que abordam o tema materiais compostos. Em seguida é apresentada uma fundamentação com breve caracterização dos materiais compostos. Na seqüência aborda-se as fibras de carbono que constituem-se no objetivo do presente trabalho. Apresentam-se também os possíveis processos de laminação da fibra de carbono, e a metodologia normalizada para ensaios de laboratório com fibra de carbono.
2.1 INTRODUÇÃO
A fonte inicial de um bom trabalho é sem dúvida um referencial bibliográfico adequado e representativo. Desta forma, buscaram-se autores que apresentassem não só a abordagem técnica do assunto ou o contexto histórico dos materiais, mas também problemas de projeto e aplicações práticas.
Entre as obras analisada, destacam-se as seguintes:
Na obra de Ashby e Jones (2007) é realizada uma abordagem técnica sobre materiais compostos e em especial sobre fibra de carbono. Esta obra também apresenta os valores nominais de projeto adotados para a fibra de carbono, que são os mesmos adotados na metodologia de aplicação deste trabalho.
Callister Jr. (2002), apresenta uma abordagem um tanto ampla sobre materiais compostos, porém é claro em fatores de projeto, onde se destaca o fato de que o projeto dimensional de materiais compostos difere-se por completo de materiais homogêneos.
Outra importante fonte é a obra de Smith (1998), que aborda de maneira clara os conceitos básicos de materiais compostos, com rico contexto histórico e de aplicação. Outro
fator de destaque é a abordagem sobre os materiais compostos considerados naturais, que na situação não contribui para o presente trabalho, mas mostrou-se uma representativa bibliografia geral sobre o assunto.
Para o dimensionamento dos componentes Hibbeler (2004) apresenta uma abordagem geral sobre resistência dos materiais, bem como cálculos de dimensionamentos e aplicações gerais, fundamental para a metodologia aplicada a este trabalho.
Para os ensaios em laboratório, a metodologia aplicada foi extraída da obra de Soares (2007), da Universidade Técnica de Lisboa. Esta obra apresentou a norma ASTM C393, que é universalmente utilizada para ensaios em estruturas sanduíche de materiais compostos.
A obra de Da Rosa (2006), tem papel fundamental na determinação das cargas estruturais e comportamento aeronáutico devido que se trata de uma das melhores publicações em português sobre o tema.
Outra obra aplicada nos conceitos aeronáuticos deste trabalho é de McCormick (1995) que apresenta uma abordagem completa sobre dimensionamentos aeronáuticos e comportamento dinâmico do mesmo.
2.2 MATERIAIS COMPOSTOS
Muitas das aplicaçoes destinadas a engenharia moderna exigem materiais com características muito superiores ao encontrado em materiais homogêneos. Estas aplicações por motivos aplicacionais, tal como temperatura, peso específico, ambiente agressivo, etc., já desqualificam materiais comuns como as ligas metálicas, cerâmicas e poliméricas.
Porém para atender a estas aplicações especiais, existe um grupo, onde uma associação de materiais ainda mais incomum resulta em um novo material com características mecânicas superiores aos mesmos materiais quando analisados de forma individual. Trata-se dos materiais compostos.
Os materiais compostos ou compósitos, apresentam características físicas como descrito por Smith (1998):
“Um material compósito é formado por uma mistura ou combinção de dois ou mais micro ou macro constituintes que diferem na forma e na composição química e que, na sua essencia, são insolúveis uns nos outros.”
Apesar do nome composto soar recente, seu uso na humanidade remota ao Egito antigo, quando foi possível indentificar os primentos registros da mistura de materiais para fins estruturais, na fabricação de tijolos.
Além disso, os materiais compostos não se apresentam apenas de forma artificial, ou seja, ele é facilmente encontrado na forma natural. Uma amostra de um material composto comumente utilizado é a madeira, além de alguns tipos de minérios e rochas tal como o mármore.
A cadeia de elementos que combinados denomina-se como um material composto é extensa e complexa, tanto do ponto físico como químico, bem como muitas vezes divide-se pelo fato de serem naturais ou artificiais. O fluxograma 1 apresenta de uma maneira generalizada, os grupos que pode-se dividir a extença cadeia dos materias compostos.
Fluxograma 1: Cadeia dos materiais compostos. Adaptado de Soares (2006)
As combinações e aplicações de materiais compostos foram e ainda estão sendo ampliadas através do desenvolvimento de novas combinações tanto dos materiais bem como formas de laminação e combinação da ordem que os mesmos se apresentam.
Para o presente contexto, a definição para um material composto consiste em um material multifásico, de construção artificial, sendo que estas fases constituintes devem ser quimicamente diferentes e devem estar separadas por uma interface distinta.
Seguindo estas limitações (grupo dos materiais compostos estruturais), ligas metálicas e diversos materiais cerâmicos não se enquadrariam neste contexto, pois suas múltiplas fases derivam-se como conseqüência de fenômenos naturais.
Deste grupo de materiais artificiais, muitos deles são construídos apenas por dois materiais. Estes materiais, são denominados como as fases do material composto. O que diferencia uma fase da outra, bem como sua nomenclatura, refere-se a geometria e a propriedade química da mesma.
Dentro do contexto do material estudado, fibra de carbono, define-se como fase Matriz as fibras propriamente ditas, devido a sua geometria contínua, determinando o formato da peça. Mas para a cura da mesma, bem como, para a combinação poder ser denominada material composto, adiciona-se a fase Dispersa, ou seja a resina, que leva esta denominação justamente pela sua configuração química, volume na mistura, e geometria não contínua. (Imagem 1).
Imagem 1: Identificação das fases do material composto.
Esta combinação é conhecida por resultar em baixo peso específico e excelentes propriedades mecânicas, com elevada resistência à tração. Infelizmente o custo de fabricação bem como manufatura das fibras de carbono elevam o custo da mesma, impossibilitando, de modo atual, o uso extenssivo das fibras de carbono em outros setores além do uso aeroespacial
2.3 FIBRA DE CARBONO
Pode-se considerar a fibra de carbono como um material revolucionário, principalmente no meio aeronáutico. Poucos ou quase nenhum material permite tamanha facilidade de modelagem e geometrias como a fibra de carbono.
A definição de Smith quanto à importância deste material, reforça ainda mais este conceito de material revolucionário.
“(...) Estas propriedades fazem com que os materiais compósitos de matriz polimérica reforçados por fibra de carbono sejam especialmente atrativos para aplicações aeroespaciais.”
Comparando-se a outros materiais, a fibra de carbono é sem dúvida uma ciência recente, sendo que os estudos iniciais da sua aplicação e viabilidade datam da década de 50, sendo de uso exclusivamente militar e aplicado na engenharia aeroespacial.
Com o tempo, esta tecnologia aproximou-se do mercado civil, e o avanço da tecnologia resultou em materiais com ate 90% de carbono na sua constituição, o que o torna 4 vezes mais leve que o aço com índices de resistência chegando ate 7 vezes maior.
Da década de 80 para os dias de hoje, a Fibra de Carbono passou de opção a item indispensável no projeto aeronáutico. Projetos concebidos no final da década de 80 compunham de uma porcentagem pouco maior que um décimo da aeronave, sendo que nos dias atuais a extensão do uso do da Fibra de Carbono ultrapassa índices de 50%, no caso do moderno Boeing 787. (Gráfico 1).
As inúmeras vantagens em relação às ligas metálicas, tais como baixo peso, resistência à corrosão, e a fadiga permitem que esta aeronave represente um ganho no peso final da mesma, permitindo uma grande autonomia, bem como uma maior eficiência.
Desta forma, para a devida aplicação destinada a este projeto, não existe até o momento outro material que preencha todos os requisitos desejados, como resistência, leveza e facilidade de modelagem, como a fibra de carbono é capaz de atender.
Para atender a estas aplicações, as mantas de fibra de carbono são definidas pela orientação das fibras, bem como o peso por cada metro quadrado da manta.
Sendo assim, por orientação do revendedor brasileiro, Barracuda Composites, atual fornecedora deste tipo de material para o mercado brasileiro, por uso praticamente unânime desta em equipes do AeroDesign, a manta escolhida é comercialmente denominada P200, por apresentar baixo peso, e qualidades construtivas que atentem satisfatoriamente aos esforços solicitados.
Esta manta leva este nome juntamente pela direção das suas fibras e também pelo peso do metro quadrado da manta. A denominação “P” deriva-se do inglês “plane” que quer dizer plano, menção ao direcionamento das fibras.
Este tecido apresenta duas fibras entrelaçadas e dispostas perpendiculares entre si, formando entre elas um ângulo de 90º. Justamente por esta configuração geométrica bidimensional que esta fibra leva esta denominação. (Imagem 2)
Imagem 2: Orientação das fibras no tecido.
A segunda denominação é referente ao peso da manta, ou seja, cada metro quadrado da mesma tem um peso aproximado de 200 gramas.
A resina utilizada é de denominada epoxídica, e trabalha em conjunto de um endurecedor. Esta resina leva o nome comercial de H300 e o endurecedor de H30. Esta resina possui um tempo médio de cura de doze a dezesseis horas e a mistura resina/endurecedor deve ser na proporção de três para um. O rendimento médio de 100 gramas desta mistura (75 gramas de resina e 25 gramas de endurecedor) possibilita a laminação de uma área aproximada de 0,15 m². Estes valores variam devido à geometria da peça até mesmo a qualidade superficial desejada.
Os Painéis Sanduíches apresentam uma característica mecânica peculiar. As peças fabricadas desta forma apresentam um miolo composto por um material de baixo peso específico e pequena resistência mecânica, sendo que praticamente toda a carga dos esforços solicitantes são absorvidos pelas mantas laminadas na superfície da peça.
Por muito tempo este miolo era fabricado em isopor, devido ao baixo peso específico deste material. Porém com a evolução dos materiais laminados desenvolveu-se materiais para uso específico de compostos laminados, que atinjiram pesos mais baixos ainda, bem como destina-se a facilidade de modelagem da peça.
Entre esta gama de materiais, o material escolhido é conhecido pelo nome comercial de Divinycell. Este material, quimicamente analisado, nada mais é que um composto em PVC expandido, o que lhe garante baixo peso e considerável resistência à compressão.
Este material apresenta-se na forma de chapas de 1m² e conforme a sua aplicação as densidades destas placas variam. Para o projeto AeroDesign optou-se por placas denominadas
Divinycell H80, o que significa que estas placas apresentam o peso médio de 80 gramas por
metro quadrado.
2.4 MÉTODOS DE LAMINAÇÃO
Da mesma forma que as fibras de carbono, resinas e materiais de baixa densidade apresentam uma vasta gama de aplicação, as metodologias de laminação também se destinam as determinadas aplicações. Variando conforme espessura das lâminas, bem como complexidade da aplicação, os métodos de laminação podem ser atividades onerosas e demoradas.
Atualmente, basicamente dois processos são os mais utilizados. O processo por uso de autoclaves, que é usualmente utilizado na indústria aeronáutica por apresentar resultados excepcionais na qualidade final do material laminado. Porém este processo é extremamente oneroso, devido à complexidade das instalações necessárias, além do tempo gasto a finalização de cada componente. (Fotografia 1)
Fotografia 1: Autoclave contendo um elemento de uma aeronave em fase de laminação. BOBSHERER (2010)
O segundo processo, que é muito difundido para aplicações gerais devido ao baixo custo e simplicidade do processo é o Vacum Bag.
Segundo Callister, Jr. (2000):
“Este processo representa um avanço na fabricação de estruturas de alta performance e baixo peso, devido á pressão uniformemente distribuída durante o período de cura do laminado. Este procedimento permite o aumento da resistência das fibras, reduzindo a quantidade de espaços vazios dentro do laminado e as possibilidades de cisalhamento interlaminar.”
Devido a estes fatores, o processo de “Vacum Bag” apresentou a melhor relação custo – beneficio, ou seja, o processo permite uma ótima qualidade superficial e construtiva sem a necessidade de investimentos em equipamentos mais complexos.
Este processo leva este nome justamente pelo fato de que um período de cura da estrutura sanduíche ocorre em processo de vácuo. (Fotografia 2)
Fotografia 2: Processo de cura por Vacum Bag.
2.5 NORMALIZAÇÃO DOS ENSAIOS
Para que se possa dimensionar corretamente um componente, é necessário identificar se o material ou o método de fabricação atende ao especificado pelo projeto, ou seja, se o material está com suas características adequadas tal como apresenta-se na bibliografia.
Estas informações só podem ser conflitadas através de métodos de ensaios de laboratório. Com estes ensaios e os valores por eles fornecidos é possível uma comparação dos resultados obtidos pelos valores apresentados por Mendonça (2008), sendo que a
Bomba de Vácuo
semelhança ou proximidade destes dados significa a correta aplicação do método, bem como o aperfeiçoamento do dimensionamento do material.
Para os ensaios, a norma utilizada foi a ASTM C393, que justifica-se pela definição de Soares (2007):
“É uma norma de ensaios mecânicos em que um provete é carregado à flexão em 3 ou 4 pontos, (...) de modo a determinar as propriedades mecânicas do material.”
Desta forma, regendo-se pela norma, os provetes foram ensaiados de acordo com a norma. Este ensaio, de características destrutivas, submete o corpo de prova a flexão até seu lapso total, sendo que os valores apresentados pelo ensaio identificam a carga aplicada ao provete. (Fotografia 3)
3- ESTUDO DE CASO
Neste capítulo apresenta-se inicialmente uma introdução na qual é abordada a importância deste estudo de caso. Em seguida é apresentada a metodologia definida para a laminação da fibra de carbono de modo ilustrativo e detalhado. Na seqüência abordam-se as cargas aplicadas em aeronave, quantificando-as tendo em vista a aplicação no estudo de caso. Apresenta-se a metodologia detalhada para ensaios em laboratório, bem como os valores obtidos pelos ensaios. E finalizando a aplicação da metodologia de dimensionamento e análise geométrica das laminas de fibra de carbono, e também a viabilidade econômica do material.
3.1 INTRODUÇÃO
Para a justificativa de um investimento em um projeto como o AeroDesign, é fundamental que a metodologia desenvolvida tenha o compromisso de que seus resultados apresentados sejam confiáveis e válidos, tendo em vista o alto custo dos materiais e porque não, na própria segurança da competição.
É por estes motivos que se justifica o desenvolvimento de uma metodologia específica de dimensionamentos de componentes para esta aplicação, visando a otimização do projeto sem comprometer a segurança estrutural.
3.2 MÉTODO DE LAMINAÇÃO
Como já apresentado no capítulo anterior, dos principais processos de laminação, autoclave e vacum bag, este último acabou sendo adotado pela sua boa relação custo-benefício.
Mesmo sendo um processo mais simples que a laminação por autoclave, este processo de laminação apresenta uma metodologia de aplicação, envolvendo quantidades proporcionais de resina e endurecedor, além de diversos insumos necessários para a laminação.
Desta forma, neste capítulo apresenta-se de forma descritiva e ilustrada o processo completo de laminação do assoalho da aeronave Kiwi da equipe FAEROESTE.
Na estrutura sanduíche, a parte interior do laminado (núcleo), ou seja, o corpo modelado em Divinycell deve apresentar a modelagem definitiva, pois uma vez laminado, não será possível alterar a geometria sem danificar ou remover a fibra laminada na parte externa da peça.
Sendo assim, para perfeita modelagem, bem como qualidade construtiva, utiliza-se
software de modelagem tridimensional. No caso, o software utilizado pela equipe FAEROESTE é fabricado pela Dasault Sistems comercialmente denominado de SolidWorks e
disponível na UNOESC-Joaçaba. Desta maneira modela-se a peça já nas características desejadas, ou seja, aparência da peça e com as dimensões próximas a peça acabada. já pronta após todos os processos de laminação (Fotografia 4).
Fotografia 4: Imagem do componente desenvolvido no software SolidWorks.
O passo seguinte à modelagem tridimensional é a elaboração das chamadas “folhas de projeto” que nada mais são que o detalhamento da peça em 2D, que de fato, facilita a modelagem da mesma em Divinycell. A partir da folha de projeto, realizam-se os cortes necessários na peça de Divinycell, utilizando-se estiletes e lixas para efetuar o acabamento final. (Fotografia 5).
Fotografia 5: Folha de projeto contendo as cotas necessárias para a modelagem em Divinycell
Depois de modelado o Divinycell, dimensiona-se o tamanho necessário da manta de fibra de carbono, que seja capaz de cobrir a área desejada. Deve-se observar que para o não desfiamento da manta, recomenda-se colar tiras de fita crepe e efetuar o corte no meio das mesmas, a fim de proteger a manta. Neste momento calcula-se a quantidade de resina (já misturada com o endurecedor) necessária para cobrir determinada área. Vale ressaltar a quantidade média de 100 gramas de mistura para cada 0,15 m² de fibra de carbono, na proporção de 3 partes de resina e 1 parte de endurecedor. (Fotografia 6)
Fotografia 6: Medição da área mínima para laminação da peça, indicada pela fita crepe.
Após o corte da fibra de carbono, inicia-se a preparação para a laminação da fibra de carbono. A partir das dimensões da peça em Divinycell, prepara-se o Bag plástico que será usado no processo de vácuo. Observe que para facilitar o fechamento do Bag recomenda-se que uma face do mesmo seja fixada a superfície da bancada em que a mesma irá permanecer durante o processo de vácuo. Além disso, é indispensável o uso de uma fita dupla face de qualidade para o fechamento correto do Bag, impedindo a entrada de ar e conseqüentemente perda do vácuo.
Neste momento também são preparados mais três materiais usados como insumos do processo de Vacum Bag, que são eles: (i) o feltro, camada mais externa do processo, que é responsável pela absorção do excesso de resina na laminação; (ii) o plástico perfurado, que assume posição intermediária entre o feltro e os demais insumos; e (iii) o Pell Ply, que é um
tecido especial que ficará em contato com a fibra garantindo-lhe acabamento superficial bem como facilitando a remoção do excesso de resina. A Fotografia 7 ilustra esses diversos insumos.
Fotografia 7: Preparação dos insumos necessários para laminação da fibra de carbono.
Após a preparação do material descrito, prepara-se a mistura da resina com o endurecedor. É interessante ressaltar que o tempo de aplicação da resina não deve ultrapassar 30 minutos. Após esse tempo a mesma já começa a perder suas propriedades de baixa viscosidade (devido à ação do endurecedor) o que impede a aplicação da resina bem como a remoção do excesso pelo processo de Vacum Bag.
Para a aplicação da resina utiliza-se um pincel comum, e aplica-se de igual forma tanto no Divinycell quanto na manta de fibra de carbono. Recomenda-se também o uso de uma superfície de vibro para a aplicação. (Fotografia 8)
Plástico perfurado (ii) Feltro (i)
Fotografia 8: Aplicação da resina na peça em Divinycell e na fibra de carbono.
Após a laminação da fibra, a peça laminada é envolvida no Pell Ply, de modo a não enrugá-la e após envolvida no plástico perfurado e por fim ao feltro. Todo este processo exige cuidado redobrado pelo fato de que se pode perder todo o processo na descolagem acidental na manta, bem como no deslocamento da mesma. (Fotografia 9)
Fotografia 9: Processo de sobreposição dos insumos necessários para a laminação da fibra de carbono.
Finalizando esta etapa de laminação, fecha-se com cuidado o Bag, vale relembrar os cuidados com a vedação, aplicando até mesmo no bocal de sucção a fita dupla face. Recomenda-se também colocar um pedaço de feltro na forma de cone ao redor da ponta de sucção, para impedir que o plástico acabe obstruindo a sucção do ar. (Fotografia 10)
Fotografia 10: Bag pronto para o processo de vácuo.
Posteriormente abre-se o vácuo, observando quanto ao ruído que possa identifique fugas de ar. Note também que este processo irá delinear a peça, aprimorando o acabamento da mesma. Nota-se também que o excesso da resina irá depositar-se no feltro. (Fotografia. 11)
Fita dupla face para o fechamento da sucção
Pedaço de feltro na forma de cone ao redor da ponta de sucção
Fotografia 11: Peça sobre ação do vácuo.
Este processo deve durar pelo menos 4 horas. O Bag não deverá ser aberto antes de 12 horas após ser laminada a peça e o processo de recorte e acabamento deverá ser feito somente após 24 horas da laminação.
A fotografia 12 compara uma peça já finalizada e outra em fase inicial de acabamento onde se podem perceber os espaços vagos preenchidos pela fibra de carbono.
Excesso de resina sendo depositada no feltro
Fotografia 12: (a) peça finalizada (b) em fase de acabamento.
Este processo apresenta-se perfeitamente viável pelo baixo custo de fabricação, bem como o acabamento superficial apresenta boa qualidade. Talvez o único inconveniente seja o alto tempo para a finalização da peça, o que exige um bom trabalho de projeto, já que este tipo de material não permite reaproveitamento ou grandes adequações de projeto.
3.3 CARGAS ESTRUTURAIS
Para que o desempenho do material escolhido atinja o mais alto desempenho é importante à correta identificação das cargas aplicadas sobre a estrutura da aeronave.
O desafio de construir uma estrutura aeronáutica é definido por Da Rosa (2006): “As estruturas aeronáuticas apresentam-se nas mais variadas formas e configurações, dependendo da aplicação, porte e custo da aeronave, dentre outros fatores. No entanto, dois pontos estão sempre presentes, que são o aspecto peso, buscando-se o menos possível, e o aspecto da segurança.
Adicionalmente, a rigidez também é importante, de modo a garantir a forma e o posicionamento geométrico e, portanto, o desempenho aerodinâmico.”
A aeronave está sujeita as diversas cargas, tais como momento fletor de longarina, momento de pich, momento de roll, sendo estas associadas ao vôo da aeronave, além de cargas independentes do vôo, como rajadas de vendo. Dessa forma a aeronave esta sujeira a cargas sobre o solo, como impacto de trem de pouso e assoalho durante o pouso.
Destas, as que proporcionam maior impacto na construção da aeronave são: O momento fletor de longarina e as cargas de solo, como impacto de trem de pouso e assoalho, sendo que a falha dos componentes representa sérios danos a aeronave.
Deve-se compreender que estas cargas atuam tanto de forma dinâmica quanto estáticas, e algumas até em conjunto. Sendo assim a identificação delas bem como dos fatores limites e de segurança são indispensáveis para o sucesso do projeto.
Desta forma, para facilidade de compreensão, enumeram-se as cargas analisadas: (i) Cargas na longarina; (ii) Cargas no trem de pouso principal; e (iii) Cargas no assoalho.
3.3.1 – Cargas na longarina
Considera-se a longarina como um dos componentes mais importantes para a construção de uma asa. É ela quem vai suportar todo o carregamento sob a asa. Sendo assim é crucial o desenvolvimento adequado para da mesma, tendo em vista que sua falha em vôo resulta na deformação da asa da aeronave, provocando a queda da aeronave.
Basicamente a longarina esta sujeita a duas cargas. A carga gerada pela sustentação e a carga da aeronave, que é transferida para a longarina. A carga da sustentação é regida por uma equação que envolve diversas variáveis, tais como velocidade, coeficiente de sustentação, viscosidade do ar, etc.. Para os presentes cálculos, como se trata do dimensionamento da longarina, não será necessário à compreensão da mecânica do vôo, mas sim valores máximos admissíveis para a missão do vôo. Desta forma, fazendo-se uso do
software computacional XFLR5, (responsável pela simulação dinâmica da asa) identificam-se os valores da sustentação gerados em qualquer fase do vôo.
Assim, deve-se definir os parâmetros máximos de vôo da aeronave, pois as variáveis mais importantes são a velocidade máxima de manobra e a carga g. Esta velocidade pode ser adotada como sendo a velocidade máxima de cruzeiro, onde a aeronave pode desenvolver as manobras necessárias. O fator g refere-se à carga suportada pela aeronave nesta manobra. De uma maneira sucinta, pode-se dizer que, quanto mais brusca for a manobra de uma aeronave, maior será o fator g no qual a estrutura estará sujeita. O valor g é quantificado como o número de vezes que a carga supera o peso da aeronave.
Tratando-se da missão da aeronave, obtendo-se valores estimados de desempenho, determina-se como valor da velocidade de cruzeiro 30m/s e para o fator de carga g igual a 2. Este valor refere-se à classe da aeronave, considerada como cargueira.
Inserindo-se os dados no software XFLR5 e realizando-se as devidas análises, obteve-se para a aeronave Kiwi, o valor máximo aproximado de 380 N.m, sendo que a distribuição ao longo da asa é ilustrada no Gráfico 2.
Gráfico 2: Momento fletor máximo da longarina.
Identificada a força gerada pela sustentação, determina-se a força-peso da aeronave, sendo que é justamente a esta força que será aplicada o fator g. Outro fator indispensável é que o fator g tem sentido inverso à sustentação da aeronave. Desta forma é necessário que a análise dos vetores das cargas. Para a missão determinada, a aeronave apresentará como fator de força-peso a quantia aproximada de 150 N, sendo que se referem à soma da carga carregada mais o peso da aeronave abastecida.
Desta forma, analisando os dados para a longarina em condições de vôo, devem-se tabelar os valores para maior compreensão e identificação da maior carga sujeita a longarina, independente das condições de vôo. (Tabela 1)
Tabela 1: Forças aplicadas à longarina.
Vôo nivelado Vôo em manobra
FATOR g 1 ≤ 2
SUSTENTAÇÃO ≤380N ≤380N
FORÇA-PESO . g ≤150N ≤300N
RESULTANTE 380N-150N =230N 380N-300N =80N
Assim sendo, analisando os valores descritos na tabela 1, apontam que os valores máximos que a longarina esta sujeita não está nas cargas de manobra e sim na sustentação. Vale lembrar que este analise é para fator g até 2, sendo que valores acima destes podem acarretar em danos para a longarina.
Desta forma, a partir do valor máximo de 230 N, e de um fator de segurança de projeto igual a 3, define-se como carga máxima para a longarina o valor de 690 N.
3.3.2 – Cargas no trem de pouso principal e assoalho
Para o calculo das cargas no trem de pouso principal e assoalho, pode-se utilizar dos mesmos valores calculados para ambos, pois as cargas estarão solicitando ambos com a mesma intensidade. Assim sendo, os valores de força-peso determinados para a longarina são os mesmos para o trem de pouso e assoalho. Novamente, a análise de comportamento dinâmico da aeronave é indispensável para o correto dimensionamento.
Podemos descrever a trajetória de uma aeronave em fase de pouso como um vetor resultante do deslocamento em 2 sentidos. Deslocamento vertical e deslocamento horizontal. Como as forças de atrito e rolagem do trem de pouso são quase insignificantes se comparadas
às forças de impacto do pouso, o deslocamento horizontal pode ser desconsiderado, valendo-se para os cálculos somente os valores do vetor vertical (Fotografia.13).
Fotografia 13: Decomposição de vetores (aeronave kiwi em vôo).
Desta forma, o valor usual do vetor vertical na fase de pouso de uma aeronave de
AeroDesign, é aproximadamente 1,5 m/s. Assim sendo, utilizamos o fator de segurança igual
a 2, adotando assim o valor de 3 m/s para os cálculos dimensionais.
Novamente citando, o valor da massa total da aeronave abastecida mais a carga útil são de 150N.
Como se trata de uma reação de impacto, ou seja, a aplicação da carga não será um carregamento continuo, devemos considerar o tempo de impacto, isso quer dizer, o tempo gasto entre o toque da aeronave ao solo, deformação do componente e a volta do componentre a geometria original. Este tempo é tido por conceito como aproximadamente 0,1 segundos. Valendo-se das leis de Newton, onde força é igual a uma massa qualquer sujeita à uma alteração, esta força, quando em condições de aplicação de impacto deve ser dividida pelo
tempo de aplicação da carga (denominado “i”). Desta forma a equação 1 desenvolvida por Callister (2000) será utilizada para determinar a força de impacto da aeronave ao tocar o solo.
a m
F = ⋅ (1) Substituindo as variáveis já conhecidas, como velocidade vertical, peso da aeronave e tempo de deformação, tem que o valor da força aplicada tanto no trem de pouso como no assoalho da aeronave é de 450N.
Sendo assim, após esta metodologia de analise, podem-se definir as 3 cargas mais importantes da aeronave, conforme tabela 2.
Tabela 2: Cargas aplicadas na aeronave.
Componente Carga máxima determinada
Longarina 690 N
Trem de pouso principal 450 N
Assoalho da aeronave 450 N
Com os valores das cargas pré-determinadas, o próximo passo é o dimensionamento geométrico da peça, para que a mesma suporte a carga aplicada.
3.4 ENSAIOS
Os ensaios no material constituem-se a forma mais segura de obter-se valores específicos da resistência do mesmo, de modo que comprove a eficiência do método de laminação.
Como já explanado no capítulo anterior, é fundamental que a metodologia de ensaios seja aplicada sendo possível comprovar a qualidade construtiva adotada. Desta forma, adaptam-se as condições dos materiais para a construção dos corpos de prova.
Sendo assim, a Imagem 3, apresenta a dimensão do corpo de prova, como estrutura sanduíche.
Imagem 3: Dimensões dos corpos de prova analisados.
Soares (2007) salienta que além da metodologia de construção adotada pela norma ASTM C393, é necessária a fabricação de suportes para o apoio dos corpos de prova, que respeitem os seguintes critérios: (i) para o apoio inferior, determina-se um suporte menor que o comprimento do corpo de prova, e (ii) para o apoio superior, deve-se aplicar o suporte com os apoios tendo a distância entre si da metade do valor do apoio inferior; e (iii) o posicionamento deve ser simétrico. (Imagem 4)
Imagem 4: Posição dos apoios no corpo de prova.
Após a fixação do corpo de prova, promove-se a flexão do mesmo, ate o seu colapso total. Para os ensaios realizados pela equipe FAEROESTE, foram ao todo utilizados nove corpos de prova, sendo que o que diferenciava um do outro era o número de camadas de fibra
de carbono, (uma, duas ou três laminas) sendo construído três de cada modelo. A Tabela 3 apresenta o valor médio suportado por cada modelo de corpo de prova
Tabela 3: carga suportada pelos provetes.
Quantidade de laminas Carga máxima suportada
1 lamina 1,26 Kg
2 laminas 4,48 Kg
3 laminas 16,8 Kg
Desta forma, com os resultados obtidos foi possível parâmetrizar os valores, de forma a obter uma linha de tendência gráfica que resulta numa equação, capaz de determinar a resistência em fator do conjunto de laminas (Gráfico 3).
. Carga Suportada 1,26 4,48 16,8
y = 0,342e
1,2951x 0 2 4 6 8 10 12 14 16 18 1 2 3 Numero de Laminas G a rg a ( k g )E observando o gráfico 3, ele indica uma linha de tendência, regida pela equação também mostrada. (Equação 2).
y = 0,342e 1,2951x Sendo que:
“y” é força aplicada no corpo de prova, ou corpo em Kg; “x” e o numero de laminas necessário para suportar a carga.
Sendo assim, é possível dimensionar a quantidade de laminas necessária para cada aplicação da aeronave.
3.5 MÉTODO PARA DIMENSIONAMENTO
Como apresentado por Hibbeler (2004), não é possível dimensionar elementos fabricados por materiais compostos com a mesma metodologia utilizada em materiais homogêneos. Isto se justifica-se justamente pela grande diferença entre as propriedades mecânicas dos materiais utilizados em uma estrutura sanduíche.
Sendo assim, é necessário o desenvolvimento de uma metodologia e acima de tudo confiável para o dimensionamento dos componentes mecânicos fabricados em materiais compostos. Esta metodologia deve-se basear em cálculos, devido ao alto custo de se fazer necessário um ou mais ensaios destrutivos para cada peça desenvolvida.
Pode-se dizer então que um elemento fabricado em material composto de geometria sanduíche, tem no seu corpo central, um material, no caso Divinycell, com características mecânicas praticamente nulas, ou será, a resistência mecânica deste material a flexão é muito pequena. Por este fator que não se dimensiona um componente em fibra de carbono baseando-se na geometria (determinando a Inércia do corpo), mas sim na área da superfície aplicada à carga e ao número de laminas de fibra de carbono disposta nesta mesma área.
Como proposto anteriormente, durante a análise das cargas de três componentes da aeronave, sendo eles longarina, assoalho e trem de pouso principal, aplica-se o estudo da geometria da área sujeita a carga, em individual, de cada um deles.
Para o dimensionamento da longarina, utilizam-se os valores apresentados na Tabela 2, onde identifica-se como o valor da carga aplicada á longarina é de 690 N. Este valor é aplicado á Equação 2, convertendo o mesmo para kg, tendo como incógnita o valor mínimo de laminas necessárias.
Para a aplicação no calculo, deve-se primeiro converter a carga de N para kg, adequando-se o valor determinado pelos cálculos e pelo XFLR5 para os valores obtidos no ensaio. Sendo assim:
690N= (690/ 9.81) kg 690N =~ 70,33 kg Obtendo-se este valor, aplica-se na equação 2:
y = 0,342e 1,2951x 70,33 kg= 0,342e 1,2951x
X=~ 10,17
Desta forma, compreende-se que para a fabricação da longarina é necessária utilizar, no mínimo onze laminas.
Para a análise geométrica, avalia-se a condição de vôo da aeronave, bem como os vetores das cargas dispostas na aeronave. A imagem 5 ilustra este comportamento.
Imagem 5. Cargas aplicadas à longarina da aeronave.
Desta forma, observa-se que as cargas estão dispostas paralelas entre si, mas com sentido contrário o que justifica a laminação das fibras orientadas à 90º.
Para o dimensionamento do trem de pouso e assoalho, como estes componentes apresentam o mesmo carregamento, simplifica-se a uma equação para ambos, o que quer dizer que se determina o número de lâminas igual para as duas peças.
Novamente consultando a Tabela 3, os valores para trem de pouso e assoalho são equivalentes á 450N.
Da mesma forma que anteriormente, convertem-se os valores de N para kg:
450N= (450/ 9.81) kg 450N =~ 45,87 kg E obtendo-se do valor em kg, aplica-se na Equação 3.2.
y = 0,342e 1,2951x 45,87 kg= 0,342e 1,2951x
X=~ 3,75
Desta forma compreende-se que é necessária a aplicação de no mínimo 4 lâminas de fibra de carbono. Para o estudo da geometria das laminas, a Imagem 6 descreve os vetores das cargas aplicadas á aeronave.
Imagem 6: Cargas aplicadas ao assoalho e trem de pouso.
Novamente observa-se que a vetoração encontra-se em paralelo, mas com sentido contrário o que novamente justifica o posicionamento das laminas á 90º.
Desta forma, finaliza-se a aplicação da metodologia desenvolvida, tendo que os componentes já apresentam valores mínimos para atender aos esforços com segurança.
3.6 VIABILIDADE ECONÔMICA
Como já citado no início deste trabalho, a fibra de carbono possui um custo elevado, se comparado a materiais menos nobres como alumínio, madeira, aço, etc. Porém este alto custo justifica-se pelo resultado obtido com o uso do material.
Para comparação, no ano de 2008, estréia na competição SAE Brasil de AeroDesign, a equipe FAEROESTE fabricou a aeronave TEXUGO, utilizando-se de materiais comuns, como madeira e aço, sendo que o peso final da mesma foi de 5 kg.
Esta aeronave classificou-se na competição e no seu melhor vôo valido foi capaz de sustentar 6,450 kg de carga útil, e obtendo o 43º lugar, dentre as 77 participantes, na classificação final.
No ano de 2009, a equipe FAEROESTE, com a aeronave KIWI, construída com materiais compostos, apresentou peso final de 3,6 Kg. Na competição classificou-se e em seu melhor vôo transportou 9,860 kg, o que garantiu a equipe o 20º lugar na classificação final.
Este ganho de posições justifica-se pela redução de peso na ordem de 28% e o aumento da carga útil em 52%, o que realmente justifica-se o investimento.
Em 2008, o valor investido em materiais para a construção da aeronave TEXUGO, construída em madeira e fibra de vidro foi de aproximadamente R$ 660,00.
Para 2009, com o investimento em materiais compostos, o gasto foi de R$4071, 71, sendo que este valor corresponde ao material necessário para a fabricação de quatro aeronaves, o que representa um custo unitário de R$1017,93 por aeronave.
Considerando um aumento nos custos de 54%, e comparando aos 52% de aumento da carga útil, pode-se afirmar que a relação custo - beneficio da fibra de carbono é valida e superior aos materiais utilizados anteriormente.
4 CONCLUSÕES
Observando o comportamento da aeronave em condições reais de vôo, como aumento da carga útil sem o comprometimento da segurança do vôo, refletindo na colocação final da equipe FAEROESTE na competição, pode-se afirmar que os objetivos do trabalho foram concluídos com sucesso.
Tanto o objetivo principal, que é o estudo de viabilidade técnica, econômica e geométrica para a utilização da fibra de carbono no projeto UNOESC de Aerodesign, tanto quanto os objetivos específicos foram atendidos, de maneira satisfatória.
Avaliando os objetivos específicos, como a identificação das principais obras literárias, foi possível identificá-las bem como aplicá-las no desenvolvimento do método de fabricação dos componentes em fibra de carbono.
Foi possível também identificar os métodos mais viáveis de laminação, propondo e desenvolvendo o método de vacum bag de maneira que se enquadre na realidade e viabilidade dos laboratórios da UNOESC.
Também foram identificados os fornecedores, e avaliado o custo beneficio da utilização da fibra de carbono em relação aos materiais utilizados em 2008, com comprovada eficiência, devido ao ganho na carga útil que a nova aeronave proporcionou.
E, com o objetivo especifico de maior importância, o desenvolvimento do método de dimensionamento dos componentes, alem da identificação das cargas sujeitas a aeronave de modo a aplicar a geometria da manta de forma mais eficiente e segura. Esta metodologia é reflexo dos objetivos anteriores, como identificação de fornecedores, método de laminação e ensaios, sendo que com a união destas informações foi possível canalizá-las na aplicação do método de dimensionamento dos componentes.
Além disso observa-se que este trabalho não é apenas um relatório submetido como parte integrante para a conclusão do trabalho de pesquisa, mas sim uma ferramenta útil, técnica e ilustrativa para a equipe FAEROESTE no intuito do aperfeiçoamento contínuo da técnica de laminação em fibra de carbono, bem como na ciência do dimensionamento de componentes em materiais compostos.
Pode-se finalizar que este não seria o ultimo estagio de desenvolvimento dos materiais compostos pela UNOESC, sendo que ainda é possível o análise e estudo de uma variada gama de materiais possíveis de se aplicar no projeto AeroDesign.
REFERÊNCIAS BIBLIOGRÁFICAS
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