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AVALIAÇÃO DA RESISTÊNCIA À FADIGA DO COMPÓSITO DE
FIBRAS DE CARBONO/PEI COM APLICAÇÕES NA INDÚSTRIA
AEROESPACIAL Gustavo Henrique Oliveira, Edson Cocchieri Botelho
Departamento de Materiais e Tecnologia, Faculdade de Engenharia,
Universidade Estadual Paulista, Guaratinguetá – São Paulo, Brasil.
INTRODUÇÃO
Atualmente, existem muitos materiais disponíveis que atendem os mais
exigentes requisitos para aplicações na indústria aeronáutica. Neste contexto, os
materiais compósitos se apresentam como fortes candidatos para substituir os materiais
tradicionalmente utilizados em engenharia [1-4].
Os materiais compósitos apresentam a capacidade de atender a requisitos como
redução de peso sem perdas de resistência e rigidez e por este motivo vem ganhando
destaque obtendo grande aceitação em projetos estruturais. Hoje, muitas empresas já
estão produzindo aeronaves com esses materiais dentre as quais se destacam Airbus, a
Boeing, assim como a EMBRAER que atualmente vem utilizando estes materiais em
componentes estruturais secundários e muito em breve utilizará em componentes
primários [5-9].
Dentre os compósitos, os termoplásticos se destacam quando comparados aos
termorrígidos por apresentarem algumas vantagens, tais como: maiores valores de
resistência ao impacto e de temperatura de serviço, baixa absorção de umidade, menores
custos de processamento, transporte e de estocagem [10-12].
Além das vantagens descritas acima, os compósitos termoplásticos não
endurecem permanentemente e podem ser re-aquecidos e conformados várias vezes,
apresentam elevada resistência à fadiga, maior facilidade na execução de reparos e,
principalmente, maior possibilidade de reciclagem de rejeitos contribuindo para
eliminar ou minimizar o impacto ambiental, exibindo propriedades mecânicas iguais ou
superiores às apresentadas pelos compósitos termorrígidos convencionalmente
utilizados na indústria aeroespacial [13,14].
Em função desse fato, vários polímeros vêm sendo utilizados na obtenção de
compósitos poliméricos, destacando-se: poliamidas, poliimidas, PEEK (poli(éter-éter-
cetona)), PEI (poli(éter-imida)), PPS (poli(sulfeto de fenileno)), PSU (polissulfona),
entre outros. Dentre estes, as poli(éter-imidas) são bons candidatos como matriz
impregnante de compósitos termoplásticos em função de seu custo, propriedades e
facilidade de manuseio [13,14].
O polímero poli(éter-imida) é um termoplástico de alto rendimento e apresenta
estrutura amorfa, sendo utilizados desde 1982. Sua estrutura química consiste em
repetidas imidas aromáticas e unidades éter. São caracterizados por apresentarem
elevados valores de resistência e rigidez em elevadas temperaturas, alta resistência
térmica, propriedades elétricas e ampla resistência química. Diferentes de outros
polímeros de engenharia, o PEI pode ser facilmente fundido e produzido em alta escala
[1,15].
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A estrutura amorfa do PEI não é tão afetada pelos ciclos térmicos do
processamento e contribui para uma excelente estabilidade dimensional e altas
propriedades mecânicas isotrópicas, comparado com outros polímeros amorfos e
semicristalinos. Sua elevada temperatura de transição vítrea (Tg) de 217°C e suas
propriedades mecânicas características em temperaturas elevadas é proporcionada pelo
rígido grupo imida em sua estrutura química (Figura 1). A flexibilidade da sua molécula
proporciona uma boa fusão durante o processamento e boa resistência dos produtos. A
elevada Tg permite que o PEI seja utilizado em aplicações que requerem elevadas
temperaturas (acima de 150°C) [15,16].
FIGURA 1. Fórmula estrutural do polímero termoplástico PEI.
Apesar de vários trabalhos já terem sido publicados sobre compósitos de PEI
reforçados com fibras de carbono, poucos estudos foram realizados no que diz respeito a
sua resistência à fadiga. O estudo da fadiga é importante e, sempre que possível, deve
ser realizado pois ela é a maior causa individual de falhas em materiais sob
carregamento constante e é a responsável por mais de 90% das falhas em componentes
aeronáuticos. Assim como ocorre nos materiais metálicos, a maioria dos polímeros e
cerâmicos também são susceptíveis a esse tipo de falha. O termo "fadiga" é utilizado,
pois esse tipo de falha ocorre normalmente após um longo período de tensão repetitiva
ou cíclica de deformação [10].
Estruturas de compósitos em serviço são geralmente submetidos a cargas de
fadiga. Danos por fadiga causam uma redução gradual nas propriedades mecânicas dos
compósitos tais como resistência e dureza. A fadiga em compósitos reforçados com
fibras contínuas consiste em um fenômeno muito complexo. Devido à degradação das
propriedades durante o carregamento cíclico, as tensões são continuamente
redistribuídas à estrutura do compósito, portanto, o comportamento em fadiga para este
material ocorre de forma diferente quando comparado aos materiais metálicos [17-22].
Nos materiais compósitos, geralmente este processo inicia-se a partir da
formação de microfissuras na matriz logo nos primeiros ciclos, entretanto, estes
materiais podem suportar cargas até que a fratura do reforço ocorra. Desta forma,
durante a realização dos ensaios de fadiga, podem acumular-se muitos danos, sem que
visualmente seja evidente uma fissura macroscópica podendo, no entanto, registrar
significativas perdas na rigidez e na tensão de ruptura [18,23].
Neste contexto, o presente trabalho tem como objetivo avaliar a resistência à
fadiga do compósito termoplástico PEI/fibras de carbono e visa contribuir para a criação
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de um banco de dados relacionando resultados mecânicos de compósitos estruturais a
serem utilizados em conjunto com a EMBRAER e com o Comando Geral de
Tecnologia Aeroespacial (CTA). Estes dados são de grande interesse da EMBRAER
que, a partir destas informações, realizará uma análise sobre a viabilidade de substituir
materiais que vem sendo utilizado em suas aeronaves por compósitos termoplásticos.
EXPERIMENTAL
Os laminados consolidados de PEI com tecido de fibras de carbono foram
processados e fornecidos pela empresa holandesa Ten Cate Advanced Composites. Os
laminados de PEI/fibras de carbono apresentaram o reforço na configuração 5HS e uma
espessura nominal de 1,86 mm. O compósito utilizado foi caracterizado quanto à sua
morfologia e suas propriedades mecânicas a partir de ensaios de resistência à tração e à
fadiga, como apresentado a seguir.
Laminados de resina epóxi/fibras de carbono foram produzidos na EMBRAER
com o intuito de comparar os laminados termoplásticos com materiais que atualmente
vem sendo utilizados na indústria aeronáutica nacional.
Análise microestrutural do laminado
A qualidade do laminado foi verificada por meio da análise microestrutural pelo
uso de um microscópio óptico Nikon, marca Ephot 200 utilizando amostras cortadas do
laminado, e que foram previamente embutidas em resina acrílica e moldes de PVC,
tendo a superfície inferior da resina embutida lixada e polida para avaliar a compactação
das camadas e a distribuição das fibras e matriz no interior do laminado.
Análise Termogravimétrica (TGA)
A avaliação da porcentagem volumétrica de fibras e matriz, da temperatura de
degradação e das perdas de voláteis do laminado foi realizada em um equipamento da
Perkin Elmer, modelo TGA 07, utilizando um fluxo constante de nitrogênio (20
mL/min) e razão de aquecimento de 10°C/min. Para cada amostra, foram realizadas
análises em triplicata, com massas de aproximadamente 20 mg e aquecimento de 30°C a
1000°C.
Ensaios Mecânicos
Preparação dos corpos-de-prova
As dimensões selecionadas para estes cdps foram baseadas nas normas de
resistências à tração (ASTM-D 3039) e à fadiga (ASTM-D 3479). Para garantir que os
ensaios mecânicos fossem realizados de forma apropriada, foram colados tabs de fibras
de vidro/epóxi nas extremidades dos cdps, como mencionado em normas de resistências
à fadiga e à tração. Estes tabs de fibras de vidro foram fornecidos pela EMBRAER e
colados a partir de um preparo sistemático da superfície do laminado. Desta forma, a
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superfície dos compósitos foi tratada antes da colagem dos tabs a partir de um processo
de lixamento com o objetivo de aumentar a rugosidade nesta parte do compósito
promovendo uma melhor ancoragem mecânica. Em seguida, os tabs de fibras de vidro
foram colados utilizando um sistema adesivo adequado à base de resina epóxi. Para
acelerar e intensificar o processo de colagem dos tabs foi utilizado uma prensa
hidráulica com aquecimento controlado. Um esquema do corpo-de-prova com tab é
apresentado na Figura 2.
FIGURA 2. Esquema do corpo-de-prova com tab.
Ensaios de resistência à tração
Os corpos-de-prova dos laminados foram submetidos a ensaios de resistência à
tração utilizando-se uma máquina de ensaios universal Instron modelo 8801. Nesta
etapa foram ensaiados cinco corpos-de-prova com o objetivo de se determinar tanto o
valor médio da resistência quanto do módulo de elasticidade. A partir dos ensaios de
resistência à tração, foram selecionadas as tensões a serem utilizadas nos ensaios de
fadiga. Dentro deste contexto, os ensaios de fadiga foram iniciados com cargas
próximas a 75% do valor da resistência máxima de ruptura do compósito. Estes ensaios
foram realizados baseados na norma ASTM-D 3039. Para a obtenção dos valores do
módulo de elasticidade foi utilizado um sistema de extensiometria da Instron.
Ensaios de Fadiga
Os corpos-de-prova do laminado foram submetidos a ensaios de resistência à
fadiga do tipo tração-tração utilizando-se uma máquina de ensaios universal Instron
modelo 8801. Cada ensaio foi realizado aplicando-se uma carga máxima diferente que
forneceu um determinado número de ciclos. Esta carga foi baseada na resistência à
tração do compósito utilizando cargas a partir de 75% do valor de resistência máxima de
ruptura dos compósitos. Para a realização deste ensaio, foram utilizados seis corpos-de-
prova, na obtenção de 6 diferentes valores de cargas de fadiga. Este procedimento foi
baseado na norma ASTM D 3479, com freqüência de 8 Hz e razão de tensões máximas
e mínimas de 0,1.
RESULTADOS E DISCUSSÃO
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A micrografia da Figura 3 é representativa do padrão de qualidade obtido na
compactação do laminado, mostrando que não ocorreram descontinuidades do tipo
vazios, bolhas, trincas e delaminações do compósito. Com isso, pode-se atestar que o
laminado esta de acordo com o padrão de qualidade exigida pela indústria aeroespacial,
ou seja, sem defeitos na estrutura do laminado. Tal fato pode ser atribuído à
metodologia de processamento utilizada pelo fabricante Ten Cate Advanced
Composites, considerando desde o armazenamento e manuseio até o corte cuidadoso do
laminado evitando a delaminação e acarretando suas boas propriedades mecânicas.
FIGURA 3. Micrografia do compósito PEI/Carbono com aumento de 200x.
A Figura 4 apresenta a curva termogravimétrica do laminado PEI/fibra de
carbono. A partir deste resultado, o teor volumétrico de fibras de carbono foi calculado
como sendo de aproximadamente 62% e pode ser observado que não ocorreu uma perda
de massa significativa até 200°C, que poderia ser atribuída à existência de água na
matriz de PEI, devido a seu caráter mais polar. Por meio de uma análise mais criteriosa
da Figura apresentada, pode ainda ser observado que da temperatura ambiente até
460°C, determina-se uma perda de massa de aproximadamente 1,25%. Esta perda pode
estar associada a frações de menor peso molecular ou a existência de umidade adsorvida
que necessita de temperaturas maiores para ser eliminada.
6
0 200 400 600 800 1000
76
78
80
82
84
86
88
90
92
94
96
98
100
102
947,77 ºC
79,08 %
679,37 ºC
81,27%
461,77 ºC
98,75%
203,57 ºC
99,85%
Pe
rda
de
Ma
ssa
(%
)
Temperatura(ºC)
FIGURA 4. Curva termogravimétrica do compósito PEI/fibra de carbono.
Como pode ser também observado, os resultados da análise termogravimétrica
dinâmica, mostram o início de uma perda de massa acentuada acima da temperatura de
460°C, apresentando um indicativo de degradação. Esta perda ocorre com maior
intensidade até aproximadamente 600°C, estabilizando em aproximadamente 900°C.
A Tabela 1 apresenta os resultados de resistência à tração e módulo de
elasticidade para os laminados estudados neste trabalho. Como pode ser observado, os
valores obtidos de resistência máxima e módulo de elasticidade foram maiores para o
compósito de fibras de carbono/PEI quando comparado ao compósito de fibras de
carbono/epóxi.
Tabela 1. Resultado de resistência à tração e módulo de elasticidade para os laminados
estudados.
Laminado ult (MPa) E (GPa)
Fibra de carbono/PEI 754±21 67,6±1,3
Fibra de carbono/Epóxi 702±28 65,2±2,0
A partir dos resultados de resistência à tração obtidos foi possível estabelecer
uma metodologia apropriada para a realização dos ensaios de resistência à fadiga
(começando a ensaiar com 75% da carga de ruptura dos laminados).
A Figura 5 apresenta os resultados de resistência à fadiga de dois laminados
reforçados com fibras de carbono sendo um termorrígido (com matriz epóxi) e outro
termoplástico (com matriz PEI utilizado neste trabalho). A partir deste gráfico pode-se
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concluir que o laminado termoplástico com matriz PEI apresentou uma resistência à
fadiga superior quando comparado a um laminado termorrígido tradicionalmente
utilizado na indústria aeronáutica. Este comportamento foi superior tanto a baixos ciclos
(abaixo de 105 ciclos), onde foi constatado um aumento de aproximadamente 20% no
valor de resistência à fadiga quanto a altos ciclos (acima de 105), neste caso, sendo
constatado um aumento de aproximadamente 30%.
A partir da Figura 5 ainda pode ser observado que os valores de resistência à
fadiga encontrados para os laminados de PEI/fibras de carbono foram próximos quando
comparados aos valores encontrados para o laminado de resina epóxi/fibras de carbono.
Nos laminados com PEI o valor de resistência máxima (580 MPa e aproximadamente
12.000 ciclos) foi apenas 17% superior ao valor mínimo encontrado (480 MPa e
1.000.000 de ciclos). Esta mesma relação para os laminados obtidos com resina epóxi
foi de, aproximadamente, 40%.
0,0 2,0x105
4,0x105
6,0x105
8,0x105
1,0x106
100
200
300
400
500
600
(
MP
a)
ciclos
PEI/Carbono
Epóxi/Carbono
FIGURA 5. Gráfico da vida em fadiga de dois compósitos: PEI/fibras de carbono e
PPS/fibras de carbono.
Apesar de ambos os laminados terem sido processados com tecidos de fibras de
carbono, a configuração do tecido utilizado no laminado de resina epóxi/fibras de
carbono foi do tipo plain weave, diferente do tipo utilizado no laminado PEI/fibras de
carbono. Devido à dificuldade de encontrar um tecido do tipo 5HS no mercado nacional,
este tecido foi selecionado para a configuração do laminado com resina epóxi,
entretanto, embora tenha sido utilizado um tecido com um diferente tipo de
configuração, segundo a literatura, estes dois tipos de tecidos não apresentam diferenças
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significativas quanto à carga máxima de ruptura em fadiga, mas podem apresentar
diferenças consideráveis quanto à propagação da fratura ao longo do laminado.
CONCLUSÕES
A partir dos resultados obtidos neste trabalho, pôde ser verificado que os compósitos
termoplásticos apresentam grande potencial para substituir alguns compósitos
termorrígidos utilizados atualmente na indústria aeronáutica, apresentando vantagens
atraentes para este setor.
Os valores de resistência à fadiga encontrados para o compósito PEI/fibra de
carbono, foram superiores aos valores encontrados para um compósito de resina
epóxi/fibras de carbono, tradicionalmente utilizado no setor aeroespacial, tanto quando
analisado em baixos ciclos quanto em altos ciclos. Este ganho foi de 20% a 30%
aproximadamente. O valor da relação entre resistência máxima e mínima de fadiga foi
de 17% para o compósito termoplástico estudado, bem inferior aos 40% obtidos do
compósito termorrígido utilizado como referência.
AGRADECIMENTOS
Os autores gostariam de agradecer à FAPESP processos no. 06/04079-7 e no.
05/54358-7, à Ten Cate Advanced Composites pelo fornecimento dos laminados, à
EMBRAER pelo apoio e ao CTA por disponibilizar os laboratórios.
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