Análise e caracterização de falhas em componentes ... · root causes. There is also a ... Metodologia experimental ... Fig. 3.14 – Prensa manual utilizada no laboratório metalográfico

Análise e caracterização de falhas em componentes

mecânicos de motores de aviões comerciais

José Fernando Roque Gonçalves de Almeida

Dissertação para obtenção do Grau de Mestre em

Mestrado Integrado - Engenharia Mecânica

Júri

Presidente: Prof. Luis Manuel Varejão Oliveira Faria

Orientador: Prof. Luis Filipe Galrão dos Reis

Coorientador: Prof. Manuel José Moreira de Freitas

Vogais: Prof Rui Fernando dos Santos Pereira Martins

Outubro de 2011

https://fenix.ist.utl.pt/publico/finalDegreeWorks.do?method=viewFinalDegreeWorkProposal&finalDegreeWorkProposalOID=164144&contentContextPath_PATH=/estudante/estudante&_request_checksum_=118afad47f20cfbfdcd96d0c954be433d9972abd

https://fenix.ist.utl.pt/publico/finalDegreeWorks.do?method=viewFinalDegreeWorkProposal&finalDegreeWorkProposalOID=164144&contentContextPath_PATH=/estudante/estudante&_request_checksum_=118afad47f20cfbfdcd96d0c954be433d9972abd

Agradecimentos

Em primeiro lugar gostaria de agradecer ao Prof. Luis Reis, por todo o apoio fornecido.

À técnica de laboratório Isabel Nogueira, pelo profissionalismo e dedicação demonstrado

durante as análises no microscópio electrónico de varrimento.

Queria também agradecer à Transportes Aéreos Portugueses, por me ter proporcionado uma

experiência de trabalho, por me ter fornecido o material e os meios necessários, a toda esta

investigação, especialmente aos Eng. Francisco de Azevedo, Eng. Nuno Martins e Eng. Sérgio

Cristina.

À minha família, que sempre me apoiou incondicionalmente.

Aos meus amigos, que sempre estiveram ao meu lado e sempre me ajudaram em tudo.

À minha namorada, Mariana Prudente, por ter paciência para mim.

Resumo

A necessidade de prevenir falhas em componentes mecânicos, sempre foi enorme, não só

por questões de segurança, como por questões económicas. Neste trabalho são estudadas,

analisadas e avaliadas duas falhas em reactores de aviões comerciais, de modo a identificar o

mecanismo de fractura dos componentes e a determinar as possíveis causas.

Também existe um levantamento de falhas mais comuns em reactores de avião e as suas

respectivas causas.

Para realizar toda esta investigação foram efectuados em termos experimentais ensaios não

destrutivos e análises visuais, com apoio de microscópio óptico e com apoio do microscópio

electrónico de varrimento.

Todos os passos necessários para realizar uma investigação deste género são indicados

neste documento.

Após todas as análises foi possível determinar e identificar as possíveis causas, que

provocaram a falha dos dois motores.

Palavras Chave:

Motor de Avião

Fadiga

Corrosão

Ensaios Não Destrutivos

Abstract

The need to prevent failures in mechanical components has always been huge not only for

safety reasons but also for economical reasons. In this work two commercial airplane engine failures

are studied, the fracture mechanism of the components are analyzed in order to determine possible

root causes.

There is also a report on the most common failures in airplane engines and their causes.

In order to carry out this investigation, non destructive tests were realized, visual analyzes,

optical microscope analyzes and scanning electron microscope analyzes were made.

Every necessary step to perform a similar investigation is indicated in this document.

After all analysis it was possible to identify and determine the possible causes that lead to both

engines failure.

Keywords:

Airplane Engine

Fatigue

Corrosion

Non Destructive Tests

Índice

Agradecimentos .......................................................................................................................... 1

Resumo ....................................................................................................................................... 2

Palavras Chave ........................................................................................................................... 2

Abstract ...................................................................................................................................... 3

Keywords ................................................................................................................................... 3

Lista de Figuras .......................................................................................................................... 6

Lista de Tabelas .......................................................................................................................... 9

Lista de Siglas .......................................................................................................................... 11

Lista de Símbolos ..................................................................................................................... 12

Letras gregas .................................................................................................................................. 12 Letras romanas ............................................................................................................................... 12

1. Introdução ............................................................................................................................... 1

1.1. Enquadramento, motivação e objectivos .................................................................................. 1 1.2. Estrutura do trabalho desenvolvido .......................................................................................... 4

2. Revisão bibliográfica .............................................................................................................. 5

2.1. Análise histórica de investigações sobre falhas em aviões comerciais ..................................... 5 2.2. Modos de falha e sua caracterização......................................................................................... 8

2.2.1. Levantamento das falhas mais comuns ............................................................................... 8 2.2.2. Fadiga .................................................................................................................................. 9 2.2.3. Fluência ............................................................................................................................. 15 2.2.4. Corrosão ............................................................................................................................ 18 2.2.5. Desgaste ............................................................................................................................ 22

2.3. Descrição dos dois motores estudados.................................................................................... 24 2.3.1. O motor RB211-524 .......................................................................................................... 24 2.3.2. O motor CFM56-5C .......................................................................................................... 26

3. Metodologia experimental .................................................................................................... 27

3.1. Análise de falha ...................................................................................................................... 27 3.1.1. Identificação ...................................................................................................................... 29 3.1.2. Determinar a origem do problema .................................................................................... 29 3.1.3. Desenvolver acções correctivas ........................................................................................ 30 3.1.4. Validar e verificar as acções correctivas ........................................................................... 30 3.1.5. Normalizar ........................................................................................................................ 31

3.2. Ensaios não destrutivos........................................................................................................... 31 3.2.1. Líquidos penetrantes ......................................................................................................... 31 3.2.2. Radiografia industrial ........................................................................................................ 34 3.2.3. Inspecção visual ................................................................................................................ 36 3.2.4. Boroscopio ........................................................................................................................ 36 3.2.5. Microscópio Electrónico de Varrimento ........................................................................... 38

3.3. O motor RB211-524 ............................................................................................................... 39 3.4. O motor CFM56-5C ............................................................................................................... 43

4. Resultados e Discussão ........................................................................................................ 45

4.1. O motor RB211-524D4 .......................................................................................................... 45 4.1.1. Introdução ......................................................................................................................... 45 4.1.2. Amostras seleccionadas .................................................................................................... 47

4.1.3. Resultados e discussão ...................................................................................................... 49 4.1.4. Estimativa do número de ciclos realizados ....................................................................... 61

4.2. O motor CFM56-5C ............................................................................................................... 63 4.2.1. Introdução ......................................................................................................................... 63 4.2.2. Dados obtidos e discussão ................................................................................................. 64

5. Conclusões ........................................................................................................................... 67

Referências ............................................................................................................................... 69

Lista de Figuras

Fig. 1.1 – a): Danos causados pela fuga de uma pá da fan de um RB211-524; b) detalhe Ref [2] ......... 2

Fig. 1.2 – Superficie de rotura da pá do caso apresentado na fig 1.1 Ref [2] .......................................... 2

Fig. 1.3 – Aspecto da turbina de baixa pressão, de um CFM56-3, após a falha devido a fluência de

uma ou mais pás, Ref [3] ......................................................................................................................... 3

Fig. 1.4 – Superfície de fractura de uma pá do caso da fig 1.3, Ref [3] .................................................. 3

Fig. 2.1 – Fotografia de um Havilland DH 106 Comet, Ref [5] .............................................................. 6

Fig. 2.2 – Fotografia de um Grumman Turbo Mallard (G-73T), Ref [7] ................................................ 7

Fig. 2.3 – Marcas evidentes de fadiga num componente da asa do avião, Ref [8]. ................................. 8

Fig. 2.4 – Superfície da fractura provocada por fadiga num aço AISI 1053, numa engrenagem de um

tractor, a seta indica o ponto de iniciação da fissura. Ref [1] ................................................................ 10

Fig. 2.5 – Superfície da fractura provocada por fadiga, Ref [12] .......................................................... 11

Fig. 2.6 – Superfície da fractura provocada por fadiga, apresentando ratchetmarks, Ref [12] ............. 11

Fig. 2.7 – Beachmarks visto com auxilio do MEV, Ref [13]. ............................................................... 12

Fig. 2.8 – Estrias de fadiga, Ref [14]. .................................................................................................... 12

Fig. 2.9 – Influência do espectro de carga nas características geométricas das estrias numa liga de

alumínio: exemplo de espectro de amplitude constante, espectro em blocos e espectro de amplitudes

variáveis aleatoriamente, Ref [15]. ........................................................................................................ 13

Fig. 2.10 –Representação esquemática da variação das extensões elástica, plástica e total com o

número de ciclos de rotura,Ref [16]. ..................................................................................................... 15

Fig. 2.11 – Representação esquemática de curvas de fluência a temperatura constante, Ref [16] ........ 16

Fig. 2.12 – Extensão em função do tempo, Ref [16]. ............................................................................ 16

Fig. 2.13 – Pá da turbina de um motor a jacto, apresenta deformação devido a fenómenos de fluência e

fissuração na zona central, Ref [1]. ....................................................................................................... 17

Fig. 2.14 – Dano causado por fluência numa liga Cr-Mo, Ref [15]. ..................................................... 18

Fig. 2.15 – Esquema com os variados tipos de corrosão, Ref [1]. ........................................................ 19

Fig. 2.16 – Corrosão devido a uma fenda, debaixo de uma junta de um tubo, de aço inoxidável 316,

Ref [19]. ................................................................................................................................................ 19

Fig. 2.17 – Corrosão sob tensão num tubo de aço, as fissuras semelhantes a ramos de árvore finos,

foram causadas pela corrosão, Ref [20]. ............................................................................................... 21

Fig. 2.18 – Corrosão sob tensão num tubo de aço, é possível ver nesta imagem fissuras intergranulares,

Ref [20]. ................................................................................................................................................ 21

Fig. 2.19 – Corrosão sob tensão num aço inoxidável 304, é possível ver nesta imagem fissuras

transgranulares e bastante ramificadas, Ref [1]. .................................................................................... 22

Fig. 2.20 – Motor Turbofan, com a identificação das áreas mais susceptíveis a sofrer desgaste, Ref

[21]. ....................................................................................................................................................... 23

Fig. 2.21 – Vane, com marca de um impacto de um objecto proveniente do próprio motor. [Fotografia

do autor] ................................................................................................................................................ 23

Fig. 2.22 – O motor RB211-524 cortesia da Rolls-Royce, Ref [23] ..................................................... 25

Fig. 2.23 – Aspecto de uma vane do motor RB211-524, esta amostra apresenta um defeito derivado de

um impacto com outro corpo não identificado, Ref [fotografia do autor]............................................. 25

Fig. 2.24 – O motor CFM56-5C cortesia da Flight International, REF [Enviado pela CFM ao autor]. 26

Fig. 3.1 – Os cinco principais passos numa investigação, Ref [1] ........................................................ 28

Fig. 3.2 – Distribuição de falhas ao longo do tempo, REF [1] .............................................................. 28

Fig. 3.3 – Diagrama a representar os ângulos de contacto, Ref [25]. .................................................... 32

Fig. 3.4 – Diagrama com os diferentes fenómenos conforme o ângulo de contacto, Ref [25].............. 32

Fig. 3.5 – Diagrama com todas as forças envolvidas no fenómeno da capilaridade Ref [25] ............... 33

Fig. 3.6 – Diagrama do processo, inspecção por líquidos penetrantes, Ref [26] .................................. 34

Fig. 3.7 – Falta de penetração, Ref [25] ................................................................................................ 35

Fig. 3.8 – Porosidades, Ref [25] ............................................................................................................ 36

Fig. 3.9 – Técnico a realizar uma boroscopia, Ref [27] ........................................................................ 37

Fig. 3.10 – Exemplo de uma imagem obtida através da boroscopia, Ref [27]. ..................................... 38

Fig. 3.11 – Grupo de vanes, analisadas com líquidos fluorescentes penetrantes, no laboratório da TAP

M&E ...................................................................................................................................................... 40

Fig. 3.12 – Serra com controlo numérico presente no laboratório metalográfico da TAP M&E. ......... 40

Fig. 3.13 – Microscópio óptico presente no laboratório metalográfico da TAP M&E. ........................ 41

. Fig. 3.14 – Prensa manual utilizada no laboratório metalográfico da TAP M&E, à direita é possível

ver alguns dos acessórios que fazem parte do conjunto. ....................................................................... 42

Fig. 3.15 – Microscópio electrónico de varrimento utilizado na realização desta investigação Ref [30].

............................................................................................................................................................... 42

Fig. 3.16 – Serra manual utilizada no laboratório metalográfico da TAP M&E ................................... 43

Fig. 4.1 – Posição das vanes, imagem retirada do manual do RB211-524 ........................................... 46

Fig. 4.2 – Dano presente nas vanes, do terceiro andar do compressor de alta pressão ......................... 46



Fig. 4.5 – Superfície da fractura da vane 5, a vermelho está definida a zona de propagação da fadiga e

a verde a zona de fractura rápida ........................................................................................................... 50

Fig. 4.6 – Fotografias obtidas através do microscópio óptico, A e B com uma ampliação de 50x,

mostram as marcas de fadiga com maior pormenor, também é possível ver beachmarks, mas com

menos nitidez do que na imagem C. A imagem C foi obtida com uma ampliação de 100x é possível

observar melhor as beachmarks e ter uma ideia da distância entre elas. ............................................... 51

Fig. 4.7 – Fotografias obtidas no MEV. Na figura A é possível ver um panorama geral da superfície de

propagação da fadiga. Na imagem B é possível ver um corpo estranho que danificou a superfície,

depois do componente estar já fracturado. Na C facilmente se identificam Ratchet Marks, e fissuras. 52

Fig. 4.8 – Superfície da fractura da vane 35, a vermelho está definida a zona de propagação da fadiga e

a verde a zona de fractura rápida ........................................................................................................... 55

Fig. 4.9 – Em ambas as fotografias, uma seta preta aponta para o local de iniciação da fadiga. Na

imagem A é possível ver uma vista geral das marcas de fadiga, enquanto na imagem B é possível ver a

origem com maior pormenor. ................................................................................................................ 56

Fig. 4.10 – Nesta fotografia é possível ver cores diferentes nas beachmarks, devido aos diferentes

níveis de oxidação. ................................................................................................................................ 56

Fig. 4.11 – Imagens obtidas através do MEV. Na figura A temos uma foto mais geral da fractura

enquanto na figura B, podemos observar melhor a origem da fadiga, na zona de brasagem. ............... 57

Fig. 4.12 – Imagens obtidas através do MEV. ...................................................................................... 57

Fig. 4.13 – Superfície de fractura da vane 50, ....................................................................................... 58

Fig. 4.14 – Fotografia obtida utilizando o microscópio óptico, a uma ampliação de 50x. .................... 58

Fig. 4.15 – Imagens obtidas utilizando o MEV, a fotografia à esquerda mostra uma vista geral,

enquanto a da direita mostra com mais pormenor um dos impactos sofridos. ...................................... 59

Fig. 4.16 – Ampliação progressiva da base da vane, mostrando uma fissura na zona de brasagem. As

linhas finas a preto representam a extensão da fissura, que tem um comprimento de cerca de 0,7

milímetros. ............................................................................................................................................. 59

Fig. 4.17 – Superfície de fractura da vane 62. ....................................................................................... 60

Fig. 4.18 – Superfície de fractura da vane 62, vista ao microscópio óptico. ......................................... 61

Fig. 4.19 – Diagrama com as propriedades do fluído ao longo de todo o reactor, [32] ........................ 62

Fig. 4.20 – Vista geral de uma pá do terceiro andar da turbina de baixa pressão, é fácil identificar a

zona oxidada. Esta pá foi numerada como sendo a número 1. .............................................................. 63

Fig. 4.21 – Vista geral de uma pá do terceiro andar da turbina de baixa pressão, num estado de

conservação bastante bom. Esta pá foi numerada como sendo a número 7. ......................................... 64

Fig. 4.22 – Aspecto geral da pá. É possível ver um revestimento de óxido quase uniforme por toda a

pá. .......................................................................................................................................................... 64

Fig. 4.23 – Exemplo de uma camada típica de óxidos na amostra. Na figura A, uma visão mais geral e

na figura B uma fotografia com maior ampliação. ................................................................................ 65

Fig. 4.24 –Medição da camada de óxido, cerca de 56,9 µm. A medição foi feita no laboratório com o

computador ligado ao SEM. .................................................................................................................. 65

Lista de Tabelas

Tab. 2.1- Tabela com as causas mais frequentes de falha numa turbina a gás. Ref [31] ........... 9

Tab. 4.1- Horas e ciclos de voo do 12009. ............................................................................... 45

Tab. 4.2- Dados sobre o estado das vanes na última reparação ............................................... 45

Tab. 4.3- Vanes escolhidas para analisar .................................................................................. 48

Tab. 4.4- Vanes ensaiadas com líquidos penetrantes ............................................................... 49

Tab. 4.5- EDS do material base da vane .................................................................................. 53

Tab. 4.6- EDS do material de revestimento da vane ................................................................ 53

Tab. 4.7- EDS do material de brasagem ................................................................................... 54

Tab. 4.8- EDS do material do objecto estranho ....................................................................... 54

Tab. 4.9- Propriedades do aço AISI 410, Ref [32]. .................................................................. 61

Tab. 4.10- EDS do material base da pá. ................................................................................... 65

Tab. 4.11- EDS de uma camada de óxido. ............................................................................... 66

Tab. 4.12- EDS do revestimento de uma pá. ............................................................................ 66

Lista de Siglas

TQM – Total Quality Management

CI – Continuous Improvement

6σ - Six sigma

TAP - Transportes Aéreos Portugueses

TAP M&E - Transportes Aéreos Portugueses – Manutenção e Engenharia

MEV - Microscópio Electrónico de Varrimento

NACE - National Association of Corrosion Engineers

GE - General Electric

SNECMA - Société Nationale d’Étude et de Construction de Moteurs d’Aviation

ASM - American Society of Materials

EDS - Espectroscopia por energia dispersiva de raios X

Lista de Símbolos

Letras gregas

p - Gama de extensão plástica

'

f - Coeficiente ductilidade à fadiga

t - Gama de extensão total

e - Gama de extensão elástica do material

'

f - Coeficiente de resistência à fadiga

φ – Constante do material função da tensão e temperatura

β – Constante do material função da tensão e temperatura

γ – Constante do material função da tensão e temperatura

ρ - Densidade do líquido

θ - Ângulo

α – Coeficiente de expansão térmica do material

T - Diferença de temperatura entre o interior do reactor e a temperatura ambiente

Letras romanas

c - Inclinação da recta que relaciona o intervalo de extensão plástica e o número de ciclos até

atingir rotura do material

b - Expoente da resistência à fadiga

E - Módulo de Young do material.

t - Tempo

σ - Tensão

h - Altura

r - Raio

1

1. Introdução

1.1. Enquadramento, motivação e objectivos

Actualmente existem milhares de voos comerciais por dia, de modo a assegurar a segurança

de todos os passageiros, técnicos e engenheiros de manutenção trabalham assiduamente, para que

todos os componentes mecânicos e electrónicos estejam em boas condições. Embora a aviação

esteja cada vez mais segura, ainda existem falhas que põem em causa a segurança dos passageiros

e da tripulação, assim como causam um grande impacto económico nas empresas de aviação.

Para entender o motivo da falha de um componente mecânico e para apresentar soluções de

como prevenir falhas idênticas, é necessário investigar e analisar a mesma, havendo necessidade de

um estudo aprofundado na área da mecânica da fractura. Todas as fracturas têm a sua “assinatura” e

é possível, através dessa “assinatura”, descobrir que tipo de carregamentos provocou a falha do

componente e qual foi o seu mecanismo de fractura.

A realização de uma a análise de falhas nunca deve ser desvalorizada, pois grandes avanços

no projecto mecânico dos componentes é alcançado através destes estudos e no ramo da aviação,

este tipo de investigação começou bem cedo, com efeito logo após o primeiro acidente de avião em

1908, em que o primeiro avião militar Norte-americano projectado pelos irmãos Wright caiu, ferindo

gravemente Orville Wright e matando o passageiro do avião. Wilbur Wright, assim que recebeu a

notícia pediu que lhe enviassem os destroços do avião, para conduzir então uma investigação sobre

as causas da queda do aparelho, Ref [1].

Os conceitos de análise de falha e prevenção, estão ligados a políticas e sistemas de

qualidade, tais como Total Quality Management (TQM), Ref [1], Continuous Improvement (CI), Ref [1]

e mais recentemente Six Sigma (6σ), Ref [1], todos estes sistemas estão focados em aumentar a

qualidade dos produtos e serviços fornecidos. O termo qualidade é sem dúvida subjectivo, sendo no

geral definido por atributos como, segurança, fiabilidade, rendimento, eficiência, menor custo por ciclo

ou utilização, menor impacto ambiental, facilidade de manutenção. Embora algumas destas

características pareçam ser mutuamente exclusivas, na verdade não o são, pois por exemplo, um

menor número de defeitos ou avarias resulta em menores custos por ciclo ou utilização.

Embora todos estes sistemas de qualidade sejam diferentes, todos têm dois aspectos em

comum, todos são focados no cliente e baseiam-se na investigação e resolução de problemas de

maneira a melhorar os seus produtos ou serviços.

Devido à extrema importância destas análises e ao gosto pela aviação em geral, surgiu a

motivação para realizar este trabalho, que compreende a análise e caracterização das falhas mais

comuns em motores de aviões comerciais, tendo sido realizadas em concreto duas investigações,

2

uma sobre uma palheta “vane” do compressor de alta pressão de um motor RB211-524B e outra

sobre uma pá da turbina de baixa pressão de um motor CFM56-5C.

Embora os acidentes fatais em aviação sejam raros, devido a inúmeros sistemas de

segurança, problemas e falhas acontecem regularmente. Nas figuras 1.1, 1.2, 1.3 e 1.4 são

apresentados casos de falhas em motores de avião.

Fig. 1.1 – a): Danos causados pela fuga de uma pá da fan de um RB211-524; b) detalhe Ref [2]

Fig. 1.2 – Superficie de rotura da pá do caso apresentado na fig 1.1 Ref [2]

A) B)

3

Fig. 1.3 – Aspecto da turbina de baixa pressão, de um CFM56-3, após a falha devido a fluência de uma ou mais pás, Ref [3]

Fig. 1.4 – Superfície de fractura de uma pá do caso da fig 1.3, Ref [3]

Deste modo o objectivo definido para este trabalho é o de analisar e avaliar dois casos de

falha de motores que foram reparados na TAP, o caso da vane do compressor de alta pressão do

RB211-524, e o caso da pá da turbina de baixa pressão do CFM56-5C, tendo ainda como objectivo

intermédio, caracterizar as falhas mais comuns em motores de avião, recorrendo para isso a uma

exaustiva pesquisa bibliográfica.

4

1.2. Estrutura do trabalho desenvolvido

Foi definida a seguinte estrutura para o trabalho, de maneira a dar um seguimento lógico ao

leitor.

O capítulo 2 começa com uma breve revisão bibliográfica, que consiste em uma análise

histórica de investigações sobre falhas em aviões comerciais.

Resumo dos modos de falha mais frequentes em motores de avião.

Caracterização das superfícies de fractura, fractrografia, imagens a olho nu e com recurso ao

microscópio electrónico de varrimento, MEV.

Uma breve descrição dos dois motores estudados.

O capítulo 3, apresenta a metodologia utilizada para realizar este trabalho, contém também

uma descrição dos ensaios não destrutivos utilizados na manutenção de motores aeronáuticos,

dando especial atenção aos métodos mais comuns, líquidos penetrantes, radiografia industrial e

boroscopio.

O capítulo 4 apresenta os resultados finais e uma discussão sobre os mesmos, estando este

capítulo separado em dois subcapítulos, um para cada motor.

O capítulo 5 apresenta as conclusões finais do trabalho realizado e sugestões para futuras

investigações.

5

2. Revisão bibliográfica

2.1. Análise histórica de investigações sobre falhas em aviões comerciais

Na aviação, as análises de falhas começaram cedo, tendo sido realizado uma investigação

logo após a queda do avião dos irmãos Wright, Ref [1]

Como todo o trabalho desenvolvido está relacionado com aviões comerciais é apropriado

falar sobre a falha do avião, Havilland DH 106 comet, o primeiro avião a jacto comercial que foi

produzido. Este avião foi desenvolvido e criado pela empresa inglesa, Havilland.

O avião possuía um design bastante aerodinâmico, quatro motores inseridos dentro das asas,

uma cabine pressurizada e janelas bem maiores que as dos aviões concorrentes. O avião era

bastante confortável e foi sem dúvida sinal de um progresso enorme, conseguindo assim vencer toda

a concorrência, como por exemplo o Douglas’s DC-6.

No entanto quando o sucesso deste avião parecia estar assegurado, aconteceram dois

acidentes num espaço de dezasseis semanas, provocando a morte de inúmeros passageiros. Uma

investigação foi imediatamente iniciada e após inúmeros testes e análises chegou-se à conclusão que

a falha era provocada por fadiga do metal junto às janelas da cabine, a fadiga era causada pelos

ciclos de pressurização da cabine. As janelas do avião eram demasiado rectangulares, ao contrário

das actuais janelas, os seus cantos pouco arredondados criavam zonas de concentração de tensões

muito elevadas, as quais que devem ser evitadas sempre que possível. Outro problema presente no

projecto estava relacionado com o suporte das janelas, o qual era rebitado e como tal criava

pequenos defeitos na zona dos furos dos rebites, que são pontos propícios à nucleação e

propagação de fissuras.

Para testar quantos ciclos eram necessários para que esta falha ocorresse foi criado um

tanque de água para simular as pressurizações na cabine, Ref [4]. Os testes foram realizados na

fuselagem de um avião com 747 ciclos de voo pressurizados. Ciclos contínuos de pressurização

despressurização foram criados, com períodos de 65 segundos e com um pico de pressão de 0,56

bar. Inspecções visuais detalhadas eram realizadas com frequência, assim que uma fissura foi

descoberta, o desenvolvimento desta foi acompanhado até o tamanho dela atingir um nível crítico,

assim que isso aconteceu essa zona foi reparada para prevenir danos excessivos na fuselagem do

avião. No total 11319 ciclos pressurizados foram realizados, várias fissuras apareceram nos cantos

de nove janelas e em duas saídas de emergência, num total de 16 cantos afectados. Todas as

fissuras cresciam muito depressa, cerca de 2,5 centímetros a cada 500 ciclos de pressurização, ficou

então provado experimentalmente que a causa dos desastres era devido a concentração de tensões

nos cantos das janelas e saídas de emergência, que causavam fissuras suficientemente grandes

para levar à falha catastrófica da fuselagem, Ref [4].

6

Fig. 2.1 – Fotografia de um Havilland DH 106 Comet, Ref [5]

Este incidente trágico trouxe no entanto melhorias no projecto de novos aviões provando,

mais uma vez, a importância do estudo da mecânica da fractura.

O avião foi melhorado e embora não tenha conseguido recuperar a sua posição no mercado,

teve uma longa carreira, tendo sido também utilizado pelas forças militares Inglesas.

Em 1979, um avião McDonell Douglas DC-10-10, da companhia American Airlines, Inc., caiu

num campo aberto, durante a descolagem. As condições climatéricas eram favoráveis e a visibilidade

era elevada.

O avião, depois de descolar perdeu o motor esquerdo, um CF6-6D da General Electric e o

seu suporte. O avião continuou a ganhar altitude normalmente mas passado pouco tempo começou a

rodar para o lado esquerdo até as asas ficarem completamente na vertical, nesse momento o avião

começou a perder muito rapidamente altitude até embater no chão.

A entidade Norte Americana, National Transportation Safety Board, iniciou logo uma

investigação relativamente a este caso e chegou a conclusões interessantes. A rotação do avião foi

causada pela retracção não comandada dos slats da asa esquerda e falha nos sistemas de aviso,

causada pelo dano provocado pela separação do motor, separação esta que foi provocada por danos

causados durante a manutenção do suporte do motor e por fenómenos de fadiga, Ref [6].

Um caso mais recente ocorrido em Dezembro de 2005, nos Estados Unidos, Miami, é

também bastante interessante recente do ponto de vista do objectivo de estudo deste trabalho. Pouco

tempo após a descolagem do avião, a asa direita do aparelho separou-se durante o voo, fazendo o

avião cair contra um canal perto do porto de Miami, este acidente provocou a morte de todos os

ocupantes do avião, dezoito passageiros e dois membros da tripulação.

O avião que se despenhou era um Grumman Turbo Mallard (G-73T), um aparelho anfíbio

equipado com dois motores Pratt Whitney fabricado de 1946 - 1951, muitos destes aviões inclusive o

7

acidentado, realizaram uma troca de motores para uma versão mais recente, na figura 2.2 é possível

ver o aspecto do avião.

Fig. 2.2 – Fotografia de um Grumman Turbo Mallard (G-73T), Ref [7]

Uma investigação foi imediatamente iniciada, que começou com uma série de entrevistas a

testemunhas, a maior parte relatou ter visto a asa a separar-se do avião e que viram fumo e chamas

na asa do avião, metade das testemunhas afirmou ter ouvido uma explosão momentos antes da

separação da asa do corpo do avião. Também foram realizadas entrevistas a familiares de membros

da tripulação, durante uma entrevista ao marido da comandante do avião, descobriu-se que a mesma

estava infeliz com o actual emprego e estava a tentar mudar para outra companhia, uma das razões

era devido à falta de manutenção das aeronaves.

Uma análise aos relatórios de manutenção indicaram que em Julho de 2005, existia uma fuga

de combustível na asa direita, um relatório mais recente, datado Setembro de 2005, afirmava que o

problema tinha sido resolvido após troca de um elemento selante. No entanto em Dezembro de 2005

durante um plano de manutenção chamado C-check, foi detectada fuga de combustível na asa

direita.

A análise dos destroços do avião, indicaram que reparações das asas do avião não foram

realizadas segundo as normas necessárias e que os rebites utilizados não tinham a dimensão

correcta e foram mal cravados. Foi também descoberto que tinha sido realizada uma reparação na

zona de separação da asa, no entanto não havia nenhum registo desta reparação nos relatórios da

empresa responsável pelo avião. Os destroços apresentavam um furo no depósito de combustível e

marcas evidentes de ter havido um incêndio.

Na figura 2.3 é possível ver um componente da asa do avião com marcas evidentes de

fadiga.

8

Fig. 2.3 – Marcas evidentes de fadiga num componente da asa do avião, Ref [8].

Depois de analisar todos os dados recolhidos foi provado que a causa do acidente se deveu à

fadiga do material das asas, foi provado inclusive que alguns componentes que suportavam a asa já

se encontravam partidos provavelmente anos antes deste acidente fatal. O fogo visto pelas

testemunhas foi provocado por uma fuga de combustível na asa e não foi a causa da separação da

asa. Embora as equipas de manutenção tenham detectado alguns dos problemas da asa, as

reparações efectuadas não foram suficientemente eficazes para restaurar a capacidade original para

resistir os carregamentos em serviço.

2.2. Modos de falha e sua caracterização

Neste capitulo são apresentados os modos de falha mais frequentes em componentes

aeronáuticos, o seu aspecto visual a olho nu e visto ao microscópio electrónico de varrimento.

Irão ser apresentados os seguintes modos e causas que levam a fracturas e possíveis falhas

mais frequentemente em componentes aeronáuticos: Fadiga, Fadiga térmica, Fluência, Desgaste e

Impacto e por fim corrosão.

2.2.1. Levantamento das falhas mais comuns

Embora a maior parte dos engenheiros, estejam familiarizados com os fenómenos de fadiga e

apesar de existir uma enorme quantidade de dados experimentais sobre as propriedades de

resistência à fadiga de materiais, metálicos e não metálicos, falhas devido a fadiga do material são

ainda bastante comuns. Estatisticamente 60% das falhas em componentes aeronáuticos são devido a

fenómenos de fadiga, Ref [9]

9

Uma revista bastante conceituada, Flight Safety Foundation Aviation Mechanics Bulletin, Ref

[31], em 1994 publicou a seguinte tabela, que resume as falhas mais comuns em componentes de

turbinas a gás, é de notar que as causas a bold, são as mais frequentes. É fácil observar que a maior

parte das causas são devido a fadiga do material.

Secção Componente Causa

Compressores

Discos Fadiga alta frequência

Fadiga baixa frequência

Pás

Fadiga alta frequência causada por vibrações de

ressonância

Fadiga de alta frequência causada pela

aeroelasticidade

Impactos devido à inversão do fluxo de ar do

motor

Vanes

Impactos devido à inversão do fluxo de ar do

motor

Fadiga de alta frequência devido a vibrações de

ressonância ou aeroelasticidade

Camâra de

Combustão Liner

Fadiga térmica

Sobre Aquecimento

Turbinas

Discos

Fadiga de baixa frequência, possivelmente agravado

por gradientes térmicos

Fractura devido à fragilização do material

Pás

Fadiga de alta frequência devido a vibrações de

ressonância

Fluência

Vanes Fadiga térmica

Sobre aquecimento

Tab. 2.1- Tabela com as causas mais frequentes de falha numa turbina a gás. Ref [10]

2.2.2. Fadiga

A fadiga é sem dúvida alguma o modo de falha mais comum, em praticamente todas as áreas

que envolvam esforços mecânicos. O termo fadiga significa o processo progressivo de modificações

localizadas na estrutura do material, em materiais sujeitos a carregamentos repetidos ou flutuantes

onde a tensão nominal é inferior, na maior parte dos casos muito inferior, à tensão máxima

admissível, o dano de fadiga é causado por tensões cíclicas de tracção que causam deformação

plástica no material, Ref [9].

10

A introdução do termo Fadiga ocorreu em meados do século XIX (1854), por Braithwaite, para

descrever falhas que ocorriam a partir de tensões repetidas. O autor descreve muitas das falhas de

fadiga ocorridas em serviço de vários equipamentos, entre eles: bombas de água; veios de propulsão;

cambotas; alavancas; eixos de comboios, etc. Ref [11].

Embora o estudo deste tema seja já bastante antigo, ele ainda não é totalmente dominado e

na maior parte dos casos, os planos de manutenção de componentes mecânicos são realizados com

base em probabilidades e em métodos heurísticos.

Este fenómeno pode ser dividido em três fases, Ref [9]:

Nucleação das fissuras.

Propagação da fissura que pode ser caracterizado pela mecânica da fractura linear

elástica ou elasto-plastica.

Instabilidade final

Cada uma destas fases é composto por um ou vários processos extremamente complexos.

O estudo de falhas em componentes mecânicos é bastante visual, torna-se pois necessário

ter em mente o aspecto morfológico com que uma peça fica após sofrer um fenómeno de fadiga. As

figuras 2.4, 2.5 e 2.6 mostram alguns exemplos. Nas figuras 2.4 e 2.5 são apresentadas Beachmarks,

na terceira figura são mostradas RatchetMarks.

Fig. 2.4 – Superfície da fractura provocada por fadiga num aço AISI 1053, numa engrenagem de um tractor, a seta indica o ponto de iniciação da fissura. Ref [1]

11

Fig. 2.5 – Superfície da fractura provocada por fadiga, Ref [12]

Fig. 2.6 – Superfície da fractura provocada por fadiga, apresentando ratchetmarks, Ref [12]

Basicamente as superfícies de fractura provocadas por fadiga costumam deixar quatro

marcas distintas dos outros modos de fractura:

Ausência de deformação plástica.

Beachmarks, uma configuração semelhante à disposição da areia, após o movimento

de sucessivas ondas do mar numa praia.

As estrias de fadiga.

Ratchetmarks, que estão direccionadas na perpendicular ao ponto de origem, o que

as torna bastante úteis para detectar o ponto de origem da fadiga, numa secção

circular geralmente são radiais e apontam para o centro de nucleação da fissura.

Através do Microscópio Electrónico de Varrimento, MEV, é possível observar as seguintes

representações, ver figuras 2.7 e 2.8.

12

Fig. 2.7 – Beachmarks visto com auxilio do MEV, Ref [13].

Fig. 2.8 – Estrias de fadiga, Ref [14].

Outro aspecto curioso é que é possível obter informações sobre o carregamento que a

amostra sofreu, analisando o padrão das estrias de fadiga, a figura 2.9 mostra a influência do

espectro de carga nas características geométricas das estrias numa liga de alumínio.

13

Fig. 2.9 – Influência do espectro de carga nas características geométricas das estrias numa liga de alumínio: exemplo de espectro de amplitude constante, espectro em blocos e

espectro de amplitudes variáveis aleatoriamente, Ref [15].

Na figura 2.9 é relativamente fácil notar a influência directa do carregamento na superfície do

material, se o carregamento tiver sempre o mesmo perfil como por exemplo no primeiro caso, o

espaçamento entre estrias é sensivelmente igual, carregamentos com perfil mais aleatório provocam

estrias de fadiga menos “organizadas” com espaçamentos diferentes.

É possível analisando a superfície de fadiga, entender o tipo de carregamento que o

componente sofreu ao longo do tempo e esta informação é sem dúvida muito valiosa.

2.2.2.1. Fadiga oligocíclica

A fadiga oligocíclica ou fadiga a baixo número de ciclos é aquela em que o número de ciclos

de rotura é inferior a 104 ou 10

5 ciclos. A fadiga oligocíclica observa-se predominantemente em

reservatórios sob pressão, turbinas a vapor, reactores nucleares, componentes sujeitos a tensões

repetidas de origem térmica.

14

As tensões de serviço originam contracção e dilatação do material devido às cargas térmicas,

conduzindo a falhas devido a extensão cíclica e não de uma tensão cíclica.

A equação mais utilizada em fadiga oligocíclica é sem dúvida a de Coffin-Manson (1) Ref,

[16].

cN ff

p2

2

'

(1)

Em que p é a gama de extensão plástica.

O valor de c é a inclinação da recta que relaciona o intervalo de extensão plástica e o número

de ciclos até atingir rotura do material.

'

f coeficiente ductilidade à fadiga.

Esta equação pode ser utilizada em projecto, no entanto pode ser complicado utiliza-la, pois o

valor da amplitude plástica pode não ser fácil de calcular, devido a este problema é conveniente

trabalhar com a gama de extensão total t o que leva à equação (2)

pet (2)

e é a gama de extensão elástica do material.

Uma boa aproximação à recta da extensão elástica é sem dúvida a equação (3)

bNE

f

fe 22

'

(3)

Onde b é o expoente da resistência à fadiga.

'

f é o coeficiente de resistência à fadiga.

E é o módulo de Young do material.

Usando a equação (1), (2) e (3) é possível chegar à equação (4) bastante utilizada em

projecto mecânico de componentes sujeitos a ciclos térmicos.

cNb

NE

fff

ft 222

'

'

(4)

Na figura 2.10 é possível observar a representação das equações de Coffin-Manson num

gráfico .

15

Fig. 2.10 –Representação esquemática da variação das extensões elástica, plástica e total com o número de ciclos de rotura,Ref [16].

2.2.3. Fluência

A fluência é a deformação lenta do material, ocorrendo ao fim de um período de tempo

elevado em que o componente está exposto a valores de tensão, inferiores à tensão de cedência

Este fenómeno é bastante influenciado pela temperatura a que o material está sujeito. Este

mecanismo de fractura é sem dúvida comum na indústria aeronáutica, mas também está presente

noutro tipo de indústria, tal como a automóvel, em permutadores de calor, equipamento de indústria

alimentar, química e nuclear.

Em 1910, Andrade, Ref [16], realizou das primeiras experiências de fluência. Os ensaios

consistiam em aplicar uma carga de tracção constante em provetes cilíndricos com dimensões

normalizadas dentro de um forno a temperatura constante, registavam-se os valores de extensão ao

longo do tempo até o provete ser fracturado ou o período de tempo ser relativamente longo, Ref [16].

Nas figuras 2.11 e 2.12 estão representados alguns gráficos com interesse no estudo da

fluência.

16

Fig. 2.11 – Representação esquemática de curvas de fluência a temperatura constante, Ref [16]

Existem três fases a considerar no processo da fluência, como se pode ver na figura 2.11.

Fig. 2.12 – Extensão em função do tempo, Ref [16].

Andrade foi também o primeiro investigador a propor uma relação analítica entre a extensão

de fluência e o tempo, relação que serviu para descrever o comportamento do material na fluência

primária e secundária. A relação pode ser vista na equação (5):

tt 3

1

(5)

Em que t é o tempo de aplicação da carga, φ e β são constantes do material.

17

Graham e Walles, extrapolaram esta análise para cobrir o período terciário, propondo a

seguinte equação (6):

33

1

ttt (6)

Em que γ é outra constante do material.

Durante o fenómeno de fluência alterações significativas ocorrem na microestrutura do

material. O modo de rotura por fluência é normalmente intergranular, designado por rotura descoesiva

e ocasionalmente ocorre rotura transgranular.

Existem dois tipos principais de mecanismos responsáveis:

Escorregamento dos limites de grão: concentração de tensões num ponto triplo que

não é compensada por deformação plástica dos grãos adjacentes.

Iniciação de lacunas nos limites de grão especialmente orientados transversalmente à

direcção do esforço aplicado; dá-se depois a migração e crescimento das lacunas –

cavitação; as cavidades não se mostram esféricas mas tem formas complexas de

acordo com a cristalografia dos grãos.

A rotura por fluência é geralmente fácil de identificar, ductilidade local e inúmeras fracturas

intergranulares estão presentes, As figuras 2.13 e 2.14 mostram exemplos de componentes

danificados por este modo de fractura.

Fig. 2.13 – Pá da turbina de um motor a jacto, apresenta deformação devido a fenómenos de fluência e fissuração na zona central, Ref [1].

18

Fig. 2.14 – Dano causado por fluência numa liga Cr-Mo, Ref [15].

2.2.4. Corrosão

A corrosão é a deterioração do material devido à sua reacção com o ambiente. Num estudo

realizado pela U.S. Federal Highway Administration em cooperação com a National Association of

Corrosion Engineers (NACE), foi estimado que o custo anual da corrosão é de 121 a 138 mil milhões

de dólares Americanos em 1998, devido a métodos de controlo de corrosão, equipamento, serviços,

custo da mão-de-obra envolvida nestes processos, custo do uso de materiais mais resistentes à

corrosão e devido a isso mais caros, perda de fiabilidade e de capital devido à deterioração do

material. Neste estudo apenas entraram alguns sectores da indústria, mas uma extrapolação foi

efectuada e foi possível concluir que o custo envolvido rondava os 276 mil milhões de dólares só nos

Estados Unidos Ref [17]. Por curiosidade o produto interno bruto de Portugal no ano 2009, segundo o

banco mundial, foi de 233 mil milhões de dólares Americanos, Ref [18].

Na aviação, a corrosão tem um forte impacto, devido às condições climatéricas e também

devido a constituintes do combustível queimado na câmara de combustão.

O esquema apresentado na figura 2.15 mostra os principais tipos de corrosão que podem

ocorrer.

19

Fig. 2.15 – Esquema com os variados tipos de corrosão, Ref [1].

Na figura 2.15 é possível ver o aspecto do material após sofrer corrosão de diversos tipos,

esta figura é um excelente elemento de consulta tornando possível comparar o aspecto de um

componente que sofreu corrosão com os fenómenos apresentados na imagem, tentando assim

perceber a razão da corrosão. É importante notar que muitas vezes é difícil perceber a extensão da

corrosão numa peça que tenha sofrido corrosão sob tensão, pois a maior parte da perda de material

não é visível na superfície como na corrosão geral ou provocado por uma fenda.

Nos reactores de avião os casos mais comuns são a corrosão sob tensão e na presença de

fendas.

Corrosão na presença de fendas é das formas de corrosão mais prejudiciais aos materiais,

afecta estruturas variadas, desde juntas a tubos sob flexão. Este modo de corrosão ocorre quando

uma superfície metálica molhada se encontra muito próxima de outra superfície, geralmente a

distância da separação das placas, é de 0,1 a 100 µm. Para algumas combinações de materiais e

ambiente, esta configuração geométrica leva a um ataque acelerado da superfície, Ref [19].

Fig. 2.16 – Corrosão devido a uma fenda, debaixo de uma junta de um tubo, de aço inoxidável 316, Ref [19].

20

Corrosão sob tensão é um processo que ocorre devido à presença simultânea de três

condições, uma tensão de tracção, ambiente e material susceptível ao fenómeno. Embora seja

geralmente manifestado em metais também pode afectar alguns cerâmicos e polímeros. Retirar uma

das condições anula imediatamente o processo.

As falhas devido a este modo de corrosão são causadas geralmente em ambientes não muito

agressivos quimicamente e com tensões bem abaixo da tensão de cedência do material. Geralmente

o dano toma a forma de pequenas fissuras que penetram bastante o metal, com pouca ou nenhuma

evidência de corrosão na superfície, devido a isto, numa análise macroscópica, nenhuma evidência é

visível tornando este modo de falha, difícil de detectar sem um estudo mais detalhado.

Baseado em extensas investigações empíricas, um número de características da corrosão

sob tensão foram observadas e categorizadas, estas características são as seguintes, Ref [1]:

Tensão de tracção é necessária, esta tensão pode ser fornecida pelos carregamentos

de serviço, ou tensões devidas a tratamentos térmicos, má montagem ou processos

de fabrico.

Apenas ligas são susceptíveis a este fenómeno, metais puros não o são.

Geralmente, apenas algumas substâncias no ambiente são eficazes a realizar este

fenómeno, numa determinada liga.

As substâncias necessárias a que este fenómeno aconteça não precisam de estar em

grandes quantidades ou concentrações.

Para algumas ligas e substâncias corrosivas a temperatura tem de estar bem acima

da temperatura ambiente.

Aparentemente existe uma tensão mínima para que este mecanismo ocorra num

determinado sistema.

Protecção catódica apresenta bons resultados em alguns casos, a prevenir a

iniciação de fissuras e em parar a propagação das mesmas.

A adição de alguns sais, que contêm aniões específicos, consegue inibir a fissuração

em determinados ambientes.

Alguns aspectos metalúrgicos, tais como, o tamanho do grão, a estrutura cristalina e

o número de fases, influência a susceptibilidade de uma dada liga sofrer corrosão sob

tensão num determinado ambiente.

As figuras 2.17, 2.18 e 2.19 põem em evidência a presença deste mecanismo. É de notar que

a nível macroscópico, não é possível ver a acção deste fenómeno, também é necessário referir que

por vezes a evidência do mecanismo se encontra, camuflada em evidências de outros tipos de

corrosão.

21

Fig. 2.17 – Corrosão sob tensão num tubo de aço, as fissuras semelhantes a ramos de árvore finos, foram causadas pela corrosão, Ref [20].

Fig. 2.18 – Corrosão sob tensão num tubo de aço, é possível ver nesta imagem fissuras intergranulares, Ref [20].

22

Fig. 2.19 – Corrosão sob tensão num aço inoxidável 304, é possível ver nesta imagem fissuras transgranulares e bastante ramificadas, Ref [1].

2.2.5. Desgaste

O desgaste consiste na perda de massa de uma superfície sólida devido a várias razões, tais

como impacto com objectos sólidos, contacto repetido entre duas superfícies, contacto abrasivo,

cavitação e impacto de gotas de líquido contra a superfície sólida, Ref [21].

Na aviação é raro existirem falhas graves devido a desgaste, devido ao frequente número de

intervenções de manutenção, no entanto elas existem sobretudo devido a dois tipos de desgaste:

impactos, sejam eles de pássaros ou de peças do motor que se soltaram, e contacto entre superfícies

deslizantes.

A figura 2.20, é de grande utilidade pois refere que tipo de desgaste é mais comum, em cada

componente, num motor Turbofan.

23

Fig. 2.20 – Motor Turbofan, com a identificação das áreas mais susceptíveis a sofrer desgaste, Ref [21].

É do conhecimento geral o efeito do impacto de objectos em motores de avião. Por exemplo

em Janeiro de 2009, um avião comercial da US Airways, foi obrigado a aterrar de emergência no rio

Hudson, devido a um bird attack, que inutilizou ambos os motores. Nos EUA são gastos anualmente,

628 milhões de dólares, devido a este género de incidente com pássaros e outros animais selvagens.

No entanto existem outros impactos que também danificam severamente os componentes do avião,

como se pode ver em exemplo na figura 2.21.

Fig. 2.21 – Vane, com marca de um impacto de um objecto proveniente do próprio motor. [Fotografia do autor]

O desgaste entre superfícies deslizantes é bastante visível no contacto entre as pás do rotor

e do estator, geralmente acontece devido a duas situações: A falta de aquecimento do motor antes da

descolagem e à necessidade de acelerar o motor, depois de uma aterragem falhada, isto porque o

estator não está suficientemente dilatado e as pás devido à força centrífuga ficam ligeiramente mais

compridas. A redução da distância entre as pás do rotor e o estator é necessária para aumentar o

rendimento do motor. Uma das maneiras de evitar que exista este contacto é utilizar sistemas de

24

aquecimento e arrefecimento do estator, chama-se a este método active clearance control.No entanto

também existe o passive clearance control, que consiste em utilizar um revestimento no estator fácil

de ser removido, assim sempre que as pás necessitam de mais espaço, estas conseguem remover

material aumentando assim passivamente o espaço necessário para o funcionamento regular do

motor, Ref [21].

2.3. Descrição dos dois motores estudados

Esta secção destina-se a dar a conhecer, alguns aspectos relevantes sobre os motores em

estudo, começando com uma descrição do motor RB211-524.

2.3.1. O motor RB211-524

A história desta família de reactores, RB211 é bastante interessante. Em 1971 a Rolls-Royce

ficou insolvente pondo em perigo o projecto do avião L-1011 da Lockheed, devido à importância deste

projecto, o governo inglês nacionalizou a empresa, conseguindo assim assegurar a continuação do

projecto, que foi finalizado em 1972, sendo primeiro motor desta família designado por RB211-22.

Este motor foi bastante inovador para a altura, pois era constituído por três veios, ao contrário dos

motores concorrentes. A designação RB deriva de Rolls-Royce Barnoldswick, terra onde o motor foi

projectado.

A Rolls-Royce sabendo o potencial deste motor, desenvolveu-o aumentando o seu impulso

para os 220 KN.s assim como a sua fiabilidade, sendo esta versão melhorada denominada, RB211-

524.

Este motor, tais como todos os motores da Rolls-Royce, roda no sentido dos ponteiros do

relógio, quando visto de frente para trás e tem as seguintes especificações: Ref [22]

Um andar de compressor de baixa pressão denominado, fan

Sete andares do compressor de pressão intermédia

Seis andares do compressor de alta pressão

Uma câmara de combustão anelar

Um andar de turbina de alta pressão

Um andar de turbina de pressão intermédia

Três andares da turbina de baixa pressão

Tem um comprimento de 4821 mm

A fan tem um diâmetro de 2154 mm

Possuí um impulso de 220 KNs

A figura 2.22 apresenta uma vista geral do motor.

25

Fig. 2.22 – O motor RB211-524 cortesia da Rolls-Royce, Ref [23]

O componente a ser analisado neste trabalho, é uma vane do terceiro andar do compressor

de alta pressão ver figura 2.23, a função deste componente é a de direccionar o escoamento de ar,

de modo a aumentar o rendimento do motor e a evitar que a direcção do escoamento se altere o que

poderia provocar danos sérios no motor, tal como aconteceu no caso estudado.

Fig. 2.23 – Aspecto de uma vane do motor RB211-524, esta amostra apresenta um defeito derivado de um impacto com outro corpo não identificado, Ref [fotografia do autor]

26

2.3.2. O motor CFM56-5C

A empresa CFM, é um empreendimento conjunto entre duas empresas, a Norte-Americana

“General Electrics” GE e a Francesa “Société Nationale d'Étude et de Construction de Moteurs

d'Aviation” Snecma, desta união foi criada uma série de motores chamada, CFM56, CFM e CFM56,

não se tratando de um acrónimo, o nome resulta apenas de uma união entre dois produtos das

empresas paternas, o motor CF6 da GE e o motor M56 da Snecma, Ref [24].

O CFM56-5C é o motor com mais potência da família, foi aperfeiçoado para ser utilizado nos

aviões de longo curso da Airbus, o A340-200 e o A340-300.

O motor roda no sentido contrário aos ponteiros do relógio, quando visto de frente para trás e

tem as seguintes especificações.

Um andar do compressor de baixa pressão

Uma câmara de combustão anelar

Cinco andares da turbina de baixa pressão

Pesa 3990 Kg

Mede aproximadamente 2,62 metros de comprimento

A fan tem um diâmetro aproximado de 1,84 metros

O impulso máximo vai desde 139 KN.s até 151 KN.s

Possuí um caudal mássico de 466 Kg/s

Na seguinte imagem pode-se observar o motor em questão.

Fig. 2.24 – O motor CFM56-5C cortesia da Flight International, REF [Enviado pela CFM ao autor]

27

3. Metodologia experimental

3.1. Análise de falha

Realizar uma investigação sobre a falha de um componente mecânico pode parecer simples,

mas não o é, existe uma série de passos que devem ser realizados com muita atenção e cuidado,

sendo também necessário não ter ideias pré-concebidas e armazenar o máximo de informação

possível, fotografias, amostras, dados variados.

Existem cinco passos importantes numa investigação:

Identificação – Descrever a situação, ver a história do componente envolvido, horas

e ciclos de serviço. Quais os sintomas ou indicações que o componente deu.

Recolher o máximo de informação possível/disponível.

Determinar a origem do problema – Analisar o problema sobre os mais variados

ângulos e tentar descobrir o mecanismo de falha, de maneira a descobrir a razão que

causou a falha.

Desenvolver acções correctivas – Criar uma lista com possíveis soluções, para

evitar a recorrência do incidente. Gerar alternativas. Desenvolver um plano de

implementação.

Validar e verificar as acções correctivas – Testar as acções correctivas num

estudo piloto, medir a eficácia do método e verificar se o problema foi corrigido.

Normalizar – Incorporar a acção correctiva em todos os componentes.

A American Society of Materials REF [1] recomenda as seguintes linhas mestras para realizar

uma boa investigação:

Primeiro, preservar as evidências.

Realizar os testes do menos destrutivo para o mais destrutivo.

Conheçer sempre as limitações dos conhecimentos pessoais.

Saber como pedir ajuda.

Nunca começar uma investigação sem antes estudar e perceber bem, como se

recolhe, preserva e selecciona as amostras.

Saber dizer não a um teste destrutivo.

28

Fig. 3.1 – Os cinco principais passos numa investigação, Ref [1]

Entender a distribuição típica das falhas de um determinado componente ao longo do tempo é

muito importante. Falhas num período de vida inicial geralmente indicam que houve uma falha no

fabrico da peça, erros de projecto, erros do controlo de qualidade ou a peça estar sobre tensões não

previstas. Por sua vez falhas numa peça já com bastante uso, são geralmente devido a fadiga ou

desgaste, Ref [1]. Na figura 3.2, é possível ver um diagrama típico de distribuição de falhas.

Fig. 3.2 – Distribuição de falhas ao longo do tempo, REF [1]

Entende-se por ensaios destrutivos, ensaios que impliquem a perda total ou parcial da

amostra ou evidência. Em algumas investigações mover uma peça do sítio original pode destruir

imensa evidência e até tornar a investigação inconclusiva. Um exemplo bastante usual é por exemplo

mover fragmentos de uma explosão, que podiam ser utilizados para calcular a origem e força da

explosão. A limpeza dos componentes também é por vezes problemática, a não limpeza das

amostras pode levar a que ocorra corrosão e por sua vez levar à ocultação de informação, no entanto

a limpeza pode danificar a peça e destruir evidências. É necessário ponderar toda e qualquer acção a

ser tomada.

29

3.1.1. Identificação

O primeiro passo de toda a investigação é a fase de identificação, este passo é bastante

importante e provavelmente o mais demorado, pois todas as outras fases da investigação estão

dependentes da eficácia com que esta fase foi realizada. De uma maneira esquemática temos então

que realizar as seguintes tarefas.

Analisar o local onde ocorreu o acidente ou falha e fotografar tudo o que possa ser

importante.

Adquirir o maior número de dados sobre o que se passou antes, durante e depois da

falha. Realizar entrevistas, ler manuais e os relatórios automáticos criados por

sistemas informáticos instalados no mecanismo onde a falha ocorre, este tipo de

sistemas é norma na aviação, no entanto outras indústrias também já os usam tais

como a indústria automóvel.

Estudar o assunto, pedir ajuda a alguém devidamente qualificado no assunto se

necessário para entender melhor o funcionamento do componente.

Recolher amostras e fotografa-las individualmente, usar sempre luvas e recolher as

amostras para compartimentos individuais, de maneira a evitar choques que possam

danificar a evidência.

Seleccionar as amostras e realizar um plano de análise. Manusear os componentes

com muito cuidado. Em caso de separação do material ter muito cuidado e não roçar

as duas partes do componente uma na outra.

As entrevistas podem revelar aspectos muito importantes, no entanto é preciso ter em

atenção alguns aspectos tais como:

Deve-se entrevistar sempre pessoas individuais ou grupos pequenos, nunca

entrevistar uma pessoa ao pé do seu supervisor ou chefe superior, a pessoa poderá

sentir-se intimidada e com medo de dizer a verdade.

Crie um ambiente confortável e acolhedor. Tentar não intimidar as pessoas.

Colocar questões pouco ambíguas e não guiar as respostas.

Pedir dados qualitativos, quantitativos e informação técnica.

3.1.2. Determinar a origem do problema

Depois de todos os dados estarem recolhidos, é necessário então determinar a causa

principal da falha. Por vezes não é possível identificar a origem do problema.

Para ajudar na identificação da origem do problema são realizados testes e análises tais

como:

Análise visual

30

Ensaios não destrutivos

Ensaios destrutivos

Análise metalográfica

Análise por microscópio óptico e MEV

Determinação das propriedades mecânicas

Análise de todas as evidências recolhidas

Depois de realizados todos os testes e análises é necessário escrever um relatório final.

3.1.3. Desenvolver acções correctivas

Esta fase nem sempre pode ser realizada pelo mesmo investigador, é necessário que essa

pessoa tenha muito conhecimento sobre o assunto, ou que se consiga reunir com pessoas altamente

qualificadas no assunto.

É difícil definir os passos a desenvolver numa acção correctiva, no entanto deve-se ter em

conta os seguintes aspectos:

A acção correctiva tem de ser economicamente viável.

Não pode modificar de maneira radical o mecanismo ou objecto onde o componente

está inserido, de maneira a não prejudicar o seu funcionamento ou estética.

A acção correctiva tem de cumprir todos os requisitos e normas exigidas no projecto

original.

3.1.4. Validar e verificar as acções correctivas

Após implementação da acção correctiva num teste piloto, é necessário conceber um modo

de analisar se a acção foi bem sucedida ou não. Podem ser realizados ensaios em laboratório ou

testes em situações reais mas controladas. Geralmente estes testes são realizados pelo fabricante,

pelo que é necessário provar, com factos obtidos na investigação, que a acção correctiva poderá

resolver o problema encontrado.

Se a acção for bem sucedida, é possível então passar à fase de normalização. Se a acção

não for suficiente, é necessário desenvolver mais acções correctivas e repetir o processo de

validação e verificação. Nunca se deve esquecer que o objectivo na maior parte dos casos é

preservar a integridade física do ser humano, mas também diminuir os custos de manutenção e

custos de garantias, o que nalguns casos pode inviabilizar o desenvolvimento de acções correctivas.

31

3.1.5. Normalizar

Trata-se do último passo de toda a investigação, sendo por vezes impossível de concretizar.

Após validação de uma acção correctiva, o fabricante deve então normalizar a produção do

novo componente e também exigir a troca ou alterar o plano de manutenção dos componentes, como

por exemplo reduzir o número de ciclos e horas de voo permitidas a um determinado componente.

Na aviação o fabricante emite então um boletim de serviço onde consta todas as alterações e

o tempo disponível para as fazer.

3.2. Ensaios não destrutivos

Na aviação existe uma grande necessidade de avaliar o estado dos componentes mecânicos,

porém devido ao seu elevado custo é necessário ter o maior dos cuidados para não os danificar. Para

tal existem ensaios não destrutivos, que são métodos que preservam o estado actual do componente

e conseguem avaliar com algumas limitações se a peça está funcional ou não.

O objectivo dos ensaios não destrutivos é de encontrar falhas e defeitos nos componentes

mecânicos e avaliar a sua dimensão, de maneira a auxiliar a decisão de reparar o componente,

substitui-lo ou continuar a sua utilização normal.

Os ensaios não destrutivos são sem dúvida imprescindíveis na indústria aeronáutica, esta

área tem-se desenvolvido muito depressa, havendo inovações a todo o instante, no entanto neste

capítulo, apenas falarei dos ensaios que costumam ser utilizados na manutenção de aeronaves,

líquidos penetrantes, radiografia industrial, boroscopio e claro inspecção visual.

3.2.1. Líquidos penetrantes

A inspecção por líquidos penetrantes é um método não destrutivo para revelar

descontinuidades à superfície de materiais sólidos e essencialmente não porosos. Indicações de um

largo espectro de tamanhos de falhas podem ser descobertas, não obstante da configuração do

componente e da orientação das suas falhas, Ref [25].

Para entender este processo é necessário entender o fenómeno de capilaridade. As forças

coesivas entre as moléculas causam a tensão superficial quando um líquido entra em contacto com

uma superfície, a força responsável pela tensão superficial compete com a força adesiva entre o

líquido e a superfície, quanto maior a tensão superficial, maior a área de contacto do líquido com a

superfície, a isto chama-se wetting ability, que é medida num ângulo de contacto entre o líquido e a

superfície, na figura 3.3 podemos observar o comportamento de gotas de líquidos diferentes numa

superfície.

32

Fig. 3.3 – Diagrama a representar os ângulos de contacto, Ref [25].

Intrinsecamente ligado à wetting ability, está o fenómeno da capilaridade, se o ângulo de

contacto for inferior a 90 graus, existe fenómeno de capilaridade, como é o caso da água, se for igual

a 90 graus não existe qualquer tipo de fenómeno e se for superior a 90 graus existe uma depressão,

como é o caso do mercúrio. A figura 3.4 ilustra os três casos possíveis.

Fig. 3.4 – Diagrama com os diferentes fenómenos conforme o ângulo de contacto, Ref [25].

De modo a entender-se melhor as forças envolvidas no fenómeno da capilaridade, é

apresentada a figura 3.5.

33

Fig. 3.5 – Diagrama com todas as forças envolvidas no fenómeno da capilaridade Ref [25]

Em que Fd é igual ao peso da coluna de líquido (7) e Fu é igual à tensão de superfície vezes

o perímetro do tubo (8).

hgrFd 22 (7)

rTFu 2cos (8)

É de notar que este fenómeno também acontece se a extremidade to tubo estiver fechada, no

entanto é menos visível devido à pressão criada pelo ar ao ser comprimido na extremidade.

O ensaio de líquidos penetrantes consiste em cinco passos simples, o primeiro é uma limpeza

e secagem da peça que vai ser analisada, de seguida é aplicado o líquido penetrante, o qual tem

baixa tensão superficial e por capilaridade penetra em todas as falhas que o componente tenha.

Passado de algum tempo volta-se a limpar a peça para remover o excesso de líquido. O quarto passo

consiste na aplicação de um revelador que irá tornar o líquido fluorescente quando iluminado por luz

ultravioleta. Após algum tempo a peça é levada para um compartimento especial, onde o quinto e

último passo é realizado, a inspecção do componente com auxílio de luz ultravioleta.

A figura 3.6 demonstra o processo.

34

Fig. 3.6 – Diagrama do processo, inspecção por líquidos penetrantes, Ref [26]

Trata-se de um dos métodos mais utilizado na indústria aeronáutica, é aplicado em

componentes separados, requer equipamento e técnicos especializados. Embora o processo seja

simples, os resultados são muito dependentes da experiência do técnico. Os custos envolvidos em

todo o processo não são elevados.

3.2.2. Radiografia industrial

O ensaio não destrutivo de radiografia usa a capacidade que as ondas electromagnéticas

com pouco comprimento de onda têm de penetrar materiais variados. A maior parte das pessoas, por

razões médicas, já foram sujeitas a uma radiografia, o processo é exactamente o mesmo.

Uma máquina de raio-X ou uma fonte radioactiva, emite radiação contra o material, alguns

raio-X são bloqueados pelo material, outros consegue passar pois o material não oferece resistência

suficiente, ou não existe material suficiente para conseguir bloquear os mesmos, a radiação que

consegue passar, marca uma película fotográfica, que pode ser arquivada para uma inspecção

posterior ou para servir de prova que o componente estava em boas condições.

Este processo é bastante utilizado, consegue detectar variados tipos de fissuras e defeitos, é

possível também determinar a espessura de material existente e a composição do mesmo.

As maiores vantagens deste processo são as seguintes, Ref [25]:

Capacidade de detectar falhas internas

Capacidade de detectar variações grandes na composição

Possibilidade de armazenar as películas fotográficas

35

Este ensaio é geralmente utilizado em peças fundidas e soldadas.

As maiores desvantagens deste processo são:

Pode prejudicar a saúde do utilizador.

É um método bastante caro, pois envolve um grande investimento e possuí custos de

operação elevados.

É difícil detectar fissuras, que não estejam paralelas ao foco de emissão da radiação.

E no caso de delaminações estas são quase impossíveis de detectar. Delaminações

é um modo de fractura de materiais compósitos, quando as suas camadas são

separadas.

As figuras 3.7 e 3.8 mostram casos de falhas de soldadura recorrentes e como são vistas

numa radiografia.

Fig. 3.7 – Falta de penetração, Ref [25]

36

Fig. 3.8 – Porosidades, Ref [25]

3.2.3. Inspecção visual

A inspecção visual é o teste não destrutivo mais comum e que ainda é bastante importante.

Através da inspecção visual é possível detectar variados tipos de falhas ou defeitos superficiais, tais

como corrosão, contaminação, acabamento da superfície e descontinuidades, como por exemplo

falhas em juntas soldadas. A inspecção visual também é muitas vezes usada como suplemento, para

confirmar os resultados de determinado ensaio não destrutivo.

Este método é muitas vezes auxiliado por outros instrumentos ou técnicas, tais como o

boroscopio, líquidos penetrantes e instrumentos de ampliação de imagem tais como lupas.

Este processo não consegue, logicamente, detectar falhas internas e está bastante sujeito a

erro humano. Exames médicos regulares devem ser realizados para avaliar a capacidade visual do

responsável por este tipo de inspecção.

3.2.4. Boroscopio

O boroscopio é um instrumento óptico, que consiste num tubo flexível ou rígido, com uma

lente numa extremidade e um visor noutra. Os equipamentos geralmente contêm sistemas de

iluminação e gravação de vídeo. A iluminação é muito importante pois muitas vezes este tipo de

inspecção é realizado em locais de difícil acesso que não recebem luz exterior, por exemplo uma

câmara de combustão. O sistema de gravação de vídeo é também muito importante, pois deste modo

é possível armazenar uma prova de que a inspecção foi bem realizada e que os componentes

estavam em condições.

Existem inúmeras ferramentas que podem ser utilizadas juntamente com o boroscopio, como

imanes, pinças e laços. A utilidade destas ferramentas é enorme, por exemplo pode ser necessário

37

remover uma peça ou um material estranho, para analisar e deste modo não gastar tempo e dinheiro

a desmontar o mecanismo que está a ser inspeccionado.

Em medicina também é usado este método, no entanto é chamado de endoscópio, embora o

processo seja idêntico.

Este método é bastante utilizado no ramo aeroespacial e também em turbinas industriais a

gás, devido à sua grande flexibilidade que permite inspecções em regiões de difícil ou impossível

acesso, que tenham pouco espaço e que exijam um instrumento bastante flexível. Também é

utilizado pela polícia e na inspecção de edifícios, na inspecção de armas de fogo também pode ser

utilizado para verificar o cano.

As maiores vantagens são:

É flexível podendo assim aceder a sítios difíceis, dispensando desta maneira, custos

de desmantelamento.

É um equipamento portátil, aumentando assim a sua versatilidade.

É capaz de gravar o vídeo da inspecção.

No entanto possui duas grandes desvantagens.

É bastante sensível a erros humanos.

Não consegue avaliar defeitos ou falhas interiores

Nas figuras 3.9 e 3.10 podemos ver um técnico a realizar um ensaio e o exemplo de uma

imagem obtida com este método.

Fig. 3.9 – Técnico a realizar uma boroscopia, Ref [27]

38

Fig. 3.10 – Exemplo de uma imagem obtida através da boroscopia, Ref [27].

3.2.5. Microscópio Electrónico de Varrimento

O microscópio electrónico de varrimento, MEV, é sem dúvida uma ferramenta muito útil na

análise de fracturas e falhas, tendo capacidades únicas para analisar estas superfícies. O

desenvolvimento deste microscópio começou em 1938 por Ardenne, que propôs a hipótese de obter

a imagem de uma superfície, bombardeando-a com um feixe de electrões e monitorizando a corrente

resultante da amostra. As primeiras experiências foram um sucesso e o primeiro MEV foi

comercializado pela Cambridge em 1960. A utilidade do MEV tem vindo a aumentar e hoje em dia

pode ser encontrado em muitos ramos da indústria, educação e investigação, Ref [1].

O MEV apenas pode ser utilizado para analisar amostras electricamente condutoras. Quando

a amostra não é naturalmente condutora é necessário preparar o objecto a visualizar com técnicas

especiais, tais como cobrir as superfícies com uma película de ouro. A obtenção de imagem provém

do movimento de feixe de electrões, pela superfície, devido ao uso de electrões em vez de fotões de

luz. A resolução é melhorada, simultaneamente devido à amostra ser irradiada de uma maneira

sequencial, a imagem obtém uma aparência tridimensional. Adicionalmente o MEV proporciona

ampliações numa grande gama de valores, desde 10x até 80000x, facilitando assim a correlação

entre imagens macro e micro. É necessário também referir que muitos MEV estão equipados com

sistemas de raios-X, o que permite fazer uma análise analítica da composição do material da

amostra, este sistema é denominado, Energy Dispersive X-ray Spectroscopy, geralmente abreviado

para EDS. Ref [28, 29].

39

3.3. O motor RB211-524

Todo o material utilizado na realização desta investigação, foi fornecido pela TAP M&E, o

motor em questão não pertencia a um avião da TAP.

As peças foram retiradas do motor por técnicos especializados e catalogadas por eles, tendo

sido manuseadas com o máximo de cuidado e armazenadas após terem sido fotografadas.

Após a recepção das amostras desse mesmo motor, estas foram analisadas visualmente com

cuidado, registando o tipo de dano encontrado, a sua localização e se possível a superfície de

fractura.

Depois da análise visual, foi então realizado um registo fotográfico de todas as amostras

tendo especial atenção em fotografar, nos componentes fracturados, a sua superfície de fractura.

Para tal foi utilizada uma máquina fotográfica de alta qualidade que a TAP M&E forneceu durante

toda a investigação.

Foram criados então dois grupos de amostras, um grupo para realizar ensaios não destrutivos

e um grupo para analisar ao microscópio óptico e electrónico de varrimento a superfície de fractura.

A escolha das amostras para realizar os ensaios não destrutivos, consistiu nos seguintes

pontos:

Verificar a capacidade deste método para detectar falhas superficiais, mesmo na

zona de brasagem, pois esta é uma zona muito porosa, o que dificulta a detecção de fissuras através

deste método.

Verificar a forma e a posição de fissuras, provocadas por impactos nas vanes.

Verificar se vanes, sem qualquer impacto ou deformação possuíam ou não fissuras,

as amostras sem qualquer deformação e fissuras, poderiam ser então usadas em ensaios mecânicos

para caracterização mecânica.

Foram então escolhidas onze vanes, e os resultados obtidos poderão ser vistos no capítulo 4.

A selecção do grupo de amostras para serem analisadas ao microscópio foi realizada com

base nos seguintes objectivos:

Superfície de fractura única, não existe necessidade de estudar duas amostras

semelhantes pois os resultados seriam repetidos.

Ausência de impactos visíveis a olho nu, pois o objectivo é descobrir o que originou o

surge do motor e não analisar os danos causados por este.

O grupo de amostras escolhido para realizar ensaios não destrutivos, foram analisadas nas

instalações da TAP, num sistema de ensaio de líquidos penetrantes. Os ensaios foram realizados por

mim com ajuda de dois técnicos especializados, que me ajudaram em todo o processo, inclusive na

identificação das fracturas, que exige bastante experiência e treino qualificado, de maneira a não

interpretar mal, o que é ou não uma fissura.

40

As amostras foram analisadas na presença de uma luz negra, dentro de um compartimento

especial e foram fotografadas por mim.

Fig. 3.11 – Grupo de vanes, analisadas com líquidos fluorescentes penetrantes, no laboratório da TAP M&E

O grupo de amostras escolhido para ser analisado com mais rigor, foi levado ao laboratório

metalográfico da TAP M&E, onde as vanes, foram cortadas por uma serra de óxido de alumínio,

numa máquina de controlo numérica, com refrigeração incorporado. As amostras foram cortadas

junto à superfície de fractura, com o mínimo de altura possível de maneira a ser possível inseri-las

dentro do microscópio electrónico de varrimento. Foi também cortado um segmento relativamente

perto da superfície de fractura, de duas amostras para realizar análises metalográficas, na figura 3.12

está presente a serra utilizada

Fig. 3.12 – Serra com controlo numérico presente no laboratório metalográfico da TAP M&E.

41

.As amostras foram primeiro analisadas num microscópio óptico, do laboratório metalográfico

da TAP M&E e fotografadas com uma máquina fotográfica especialmente fabricada para aquele

microscópio, na figura 3.13 está apresentado o microscópio.

Fig. 3.13 – Microscópio óptico presente no laboratório metalográfico da TAP M&E.

Para realizar as análises metalográficas, foram criados moldes de acrílico, numa prensa

térmica, manual. Para realizar a análise foi necessário polir os moldes, utilizando uma máquina de

polimento automático, equipada com um sistema de pratos, onde é possível polir mais do que uma

amostra de cada vez, na figura 3.14 é possível observar a prensa utilizada

42

. Fig. 3.14 – Prensa manual utilizada no laboratório metalográfico da TAP M&E, à direita é possível ver alguns dos acessórios que fazem parte do conjunto.

Para realizar o ataque químico das amostras foi utilizado o reagente Marble. Após o ataque

químico as amostras foram então analisadas no microscópio óptico e fotografadas.

As superfícies de fractura foram então levadas para o Instituto Superior Técnico, onde foram

analisadas no Microlab, Electron Microscope Laboratory (ICEMS/IST), recorrendo a um dos MEV lá

instalados.

Fig. 3.15 – Microscópio electrónico de varrimento utilizado na realização desta investigação Ref [30].

43

Todas as amostras foram analisadas por mim, pelo Professor Luis Reis e pela técnica de

laboratório Isabel Nogueira. As amostras foram cuidadosamente agarradas a suportes próprios e

sopradas com ar comprimido de maneira a eliminar o maior número possível de resíduos.

A análise consistiu numa caracterização da superfície de fractura e também na realização de

algumas análises à constituição do material das amostras, com recurso ao EDS. As fotografias foram

obtidas directamente no laboratório.

3.4. O motor CFM56-5C

A TAP M&E, forneceu as pás do terceiro andar da turbina de baixa pressão, retiradas de um

motor por segurança, devido ao seu elevado estado de corrosão.

Dessas pás foram escolhidas por mim apenas sete, tendo essas pás sido fotografadas e

armazenadas em sacos individuais. Após uma análise visual cuidada foram escolhidas duas pás.

As pás escolhidas foram então seccionadas no laboratório de metalográfico da TAP M&E,

utilizando uma serra abrasiva manual, os cortes foram realizados por um técnico especializado, com

cuidado para as amostras serem suficientemente pequenas para poderem ser analisadas no MEV do

IST, na figura 3.16 está apresentada a serra manual utilizada.

Fig. 3.16 – Serra manual utilizada no laboratório metalográfico da TAP M&E

As amostras foram então levadas até ao laboratório onde se encontra o microscópio

electrónico de varrimento e analisadas por mim, pelo Professor Luis reis e pela técnica Isabel

Nogueira.

A análise consistiu em caracterizar o tipo de corrosão que afecta estas amostras, medir a

quantidade de óxido existente nas pás e analisar a composição do material da pá, do composto de

corrosão e do revestimento da pá, utilizando o EDS.

44

45

4. Resultados e Discussão

Tal como foi referido anteriormente, foi realizada a investigação de dois casos diferentes, a de

um RB211-524D4 e a de um CFM56-5C, o primeiro subcapítulo abordará a investigação do motor da

Rolls-Royce e o segundo subcapítulo será sobre a investigação do motor CFM56.

4.1. O motor RB211-524D4

4.1.1. Introdução

O motor RB211-524D4 em questão, número de série 12009, encontrava-se montado num

Boeing 747-200, poucos segundos após a descolagem do aeroporto de Sharm El Sheikh no Egipto. O

motor sofreu uma inversão do sentido do deslocamento do ar, conhecido também por surge. Após o

incidente o motor foi desligado e o voo decorreu normalmente até Moscovo. Depois da aterragem foi

efectuada uma inspecção com boroscopio onde se verificou que o motor tinha danos severos no

compressor de alta pressão, especialmente no terceiro andar. O motor foi então removido do avião e

enviado para as Oficinas de Manutenção e Engenharia da TAP, em Lisboa.

O reactor tinha sido reparado à pouco tempo, tendo o motor as horas de voo e ciclos de voo apresentadas na tabela 4.1.

Horas de voo totais 81.147 horas

Ciclos de voo totais 12.791 ciclos

Horas de voo depois da última reparação 185 horas

Ciclos de voo depois da última reparação 56 ciclos

Tab. 4.1- Horas e ciclos de voo do 12009.

Em aviação entende-se que um ciclo de voo é uma missão completa, ou seja descolagem e

aterragem, as peças de vida limitada são consideradas fora de serviço depois de atingirem um

número limite de horas ou de ciclos de voo.

Na última reparação foram trocadas algumas peças e outras reparadas, relativamente às

vanes do terceiro andar do compressor de alta pressão, onde tudo indica que foi a origem da surge.

Alguns dos dados conhecidos são apresentados na tabela 4.2.

Item P/N Usadas Novas Reparadas Motor A Motor B Motor C Total

100 LK66039 1 1 2

125 LK66040 1 3 2 6

150 LK66041 2 2

310 LK66042 27 2 7 59 9 104

Tab. 4.2- Dados sobre o estado das vanes na última reparação

A figura 4.1 mostra a posição relativa das vanes sendo de notar que elas antes de serem

retiradas, foram numeradas com uma caneta de acetato, de 1 a 114 no sentido dos ponteiros do

relógio quando visto da frente do motor para trás, a primeira vane numerada tem o item 100.

46

Fig. 4.1 – Posição das vanes, imagem retirada do manual do RB211-524

As figuras 4.2, 4.3 e 4.4 mostram o estado em que as vanes se encontravam.

Fig. 4.2 – Dano presente nas vanes, do terceiro andar do compressor de alta pressão

47



4.1.2. Amostras seleccionadas

Após uma análise visual cuidada e de um registo fotográfico de todas as amostras, foi

efectuada uma selecção de vanes, para analisar mais detalhadamente utilizando o microscópio óptico

e electrónico de varrimento, também foram escolhidas algumas vanes intactas, para serem

inspeccionadas com líquidos penetrantes.

Foram então escolhidas as seguintes amostras para analisar ao microscópio óptico e

electrónico de varrimento, ver tabela 4.3.

48

Vane 5 – Part Number LK66042



Vane 62– Part Number LK66042

Tab. 4.3- Vanes escolhidas para analisar

49

Foram escolhidas onze vanes, para realizar ensaios não destrutivos, tendo três das

escolhidas, revelado aspectos interessantes tais como as fissuras encontrarem-se na zona de

soldadura e estarem localizadas perto das extremidades da zona de união, como é possível observar

na tabela 4.4.

Vane 6

Vane 102

Vane 103

Tab. 4.4- Vanes ensaiadas com líquidos penetrantes

4.1.3. Resultados e discussão

Com a análise visual de todos componentes recolhidos e com o auxílio do ensaio não

destrutivo, foi possível concluir os seguintes pontos:

Todas as fissuras tiveram inicio na zona de brasagem, o que é normal, pois as

propriedades mecânicas dos materiais, de base e adição, são diferentes e zonas

soldadas provocam em geral uma concentração de tensões.

50

11,4% dos componentes apresentam, um dano igual ao da vane 5, tendo na

superfície marcas de fadiga, beachmarks, visíveis a olho nu. Curiosamente o dano

passa além da zona de brasagem penetrando na base onde a vane é inserida. Outro

aspecto curioso destas fracturas é que se encontram sempre na parte mais externa

do motor.

Algumas amostras apresentam marcas, sinais os quais indicam que houve rotação no

sentido contrário ao escoamento, provando assim que estas se deslocaram apenas

depois do stall do motor, outras apresentam marcas que indicam rotação no sentido

do escoamento, provando assim que já estavam fracturadas e soltas antes da

inversão do sentido do escoamento.

A maioria das evidências de impactos com outros materiais encontram-se no trailing

edge, indicam assim que os materiais vieram no sentido inverso do escoamento.

Após a escolha cuidada das amostras, estas foram devidamente preparadas e então

analisadas no microscópio óptico e electrónico.

4.1.3.1. Vane 5

Na figura 4.5 é apresentado o aspecto geral da superfície de fractura da vane 5, estando a

zona de propagação de fadiga devidamente identificada a vermelho e a zona de fractura rápida a

verde. Na figura 4.6 e 4.7 é possível ver fotografias obtidas através do microscópio óptico.

Fig. 4.5 – Superfície da fractura da vane 5, a vermelho está definida a zona de propagação da fadiga e a verde a zona de fractura rápida

51

Fig. 4.6 – Fotografias obtidas através do microscópio óptico, A e B com uma ampliação de 50x, mostram as marcas de fadiga com maior pormenor, também é possível ver beachmarks, mas com menos nitidez do que na imagem C. A imagem C foi obtida com uma ampliação de 100x é possível observar melhor as beachmarks e ter uma ideia da distância entre elas.

A B

C

52

Fig. 4.7 – Fotografias obtidas no MEV. Na figura A é possível ver um panorama geral

da superfície de propagação da fadiga. Na imagem B é possível ver um corpo estranho que

danificou a superfície, depois do componente estar já fracturado. Na C facilmente se

identificam Ratchet Marks, e fissuras.

Na figura 4.5 é possível ver que a fissura provocada pela fadiga ocupava cerca de um terço

da área total da secção transversal do componente, a área que não foi afectada não resistiu às

tensões aplicadas e cedeu rapidamente, este modo de falha afectou 11,4% dos componentes

retirados do motor.

O ponto de origem do fenómeno da fadiga foi na zona de soldadura, esta posição é indicada

pela direcção das ratchet marks e pela maneira como as beachmarks, se propagam. A distância entre

estrias é bastante reduzida, o que indica que a vane sofreu carregamentos de alta frequência e de

baixa intensidade. Os carregamentos são provocados pelo escoamento do ar a alta velocidade, a sua

frequência está relacionada com a rotação do motor neste andar, que chega às 10611 rotações por

minuto, e o número de pás presentes no terceiro andar do motor, que são cerca de 100, com estes

dados obtém-se uma frequência superior a 17 mil hertz.

É possível identificar um corpo estranho de origem desconhecida, na figura 4.7-A, que o

corpo veio no sentido contrário ao escoamento, o que indica que foi projectado depois da inversão do

A

B

C

53

escoamento de ar e que a vane já estava separada, havendo assim espaço para o corpo se

movimentar.

Foram realizadas análises EDS, ao material da vane, ao material da brasagem, ao corpo

estranho e à parede da vane, os resultados estão apresentados nas tabelas 4.5 a 4.8:

Elemento %atómica

Fe 86,06

Cr 11,96

Ni 1,97

Tab. 4.5- EDS do material base da vane

Elemento %atómica

Fe 76,60

Cr 8,82

Ti 4,53

Ni 8,64

Mo 1,41

Tab. 4.6- EDS do material de revestimento da vane

54

Elemento %atómica

Fe 35,73

Si 3,46

Al 3,49

Cr 5,76

Ni 7,00

Au 44,57

Tab. 4.7- EDS do material de brasagem

Elemento %atómica

Si 17,60

Fe 45,26

Ca 3,06

Cr 5,12

Na 12,55

Au 5,12

Al 3,36

Mg 4,49

Ni 3,45

Tab. 4.8- EDS do material do objecto estranho

O material constituinte destes componentes, segundo o manual do motor é “Modified 12 per

cent chrome steel” o que é compatível com o resultado do EDS apresentado na tabela 4.5, o material

é provavelmente o aço AISI 410.

Estes componentes não possuem qualquer tipo de revestimento, pelo que a diferença de

valores da constituição do material no EDS é devido a contaminação da amostra devido a factores

externos tais como: corrosão, material proveniente de outras zonas do motor e manipulação do

material sem luvas.

A brasagem é efectuada com um material rico em ouro, devido às temperaturas presentes

nesta zona do reactor, a brasagem foi realizada de acordo com as especificações do fabricante.

Relativamente ao material estranho, poderá ser de origem natural, um grão de areia por

exemplo visto ser rico em silício, contém ouro, o que leva a crer que o objecto raspou no material da

brasagem.

55

4.1.3.2. Vane 35

Na figura 4.9 é possível ver com detalhe a superfície de fractura da vane 35, o mesmo código

de cores anteriormente utilizado está presente.

Fig. 4.8 – Superfície da fractura da vane 35, a vermelho está definida a zona de propagação da fadiga e a verde a zona de fractura rápida

Nesta vane o ponto inicial da propagação da fadiga, é mais difícil de identificar a olho nu, nas

figuras 4.9 e 4.10 é possível ver a fractura no microscópio óptico e identificar o ponto de origem da

propagação da fractura.

56

Fig. 4.9 – Em ambas as fotografias, uma seta preta aponta para o local de iniciação da fadiga. Na imagem A é possível ver uma vista geral das marcas de fadiga, enquanto na imagem B é possível ver a origem com maior pormenor.

Fig. 4.10 – Nesta fotografia é possível ver cores diferentes nas beachmarks, devido

aos diferentes níveis de oxidação.

Ao contrário da amostra número 5, a propagação de área de fadiga nesta vane, foi mais lenta,

a prova desta afirmação, é o número reduzido de beachmarks visíveis na superfície, o que indica

esforços maiores com frequências mais baixas, outra prova é o nível de oxidação que é muito mais

elevado que o da vane 5.

Danos bastante semelhantes a estes foram observados em outras amostras, em particular na

vane número 3, que foi analisada por vários especialistas.

Nas figuras 4.11 e 4.12 é possível ver mais alguns pormenores da superfície de fractura, em

particular a origem na zona de brasagem.

A B

57

Fig. 4.11 – Imagens obtidas através do MEV. Na figura A temos uma foto mais geral da fractura enquanto na figura B, podemos observar melhor a origem da fadiga, na zona de brasagem.

Fig. 4.12 – Imagens obtidas através do MEV.

Na figura 4.12, podemos observar marcas de desgaste, escorregamento, causado pela

separação das duas partes da vane, esta separação foi causada por uma rotação.

A informação obtida através da análise desta amostra é sem dúvida muito importante, pois é

provável que esta tenha sido uma das primeiras vanes, a fracturar e devido a isso criar um mau

funcionamento do compressor, criando vibrações anormais, que provavelmente causaram danos em

outros componentes, a sofrer fenómenos de fadiga por alta vibração.

Os esforços envolvidos na propagação da fissura inicial foram provavelmente causados

durante as descolagens e talvez numa ou noutra aterragem falhada.

A

B

58

4.1.3.3. Vane 50

Na figura 4.13 é possível observar o aspecto da superfície de fractura, a olho nu é impossível determinar as zonas afectadas pela fadiga.

Fig. 4.13 – Superfície de fractura da vane 50,

Na figura 4.14 podemos observar a superfície de fractura com mais detalhe, sendo muito fácil

identificar as marcas de fadiga.

Fig. 4.14 – Fotografia obtida utilizando o microscópio óptico, a uma ampliação de 50x.

Utilizando o microscópio electrónico de varrimento, foi possível observar marcas de impactos,

perto do trailing edge, do lado superior, ou seja do lado que recebe o escoamento de ar proveniente

das pás do compressor. Foi possível identificar algumas fissuras na zona de brasagem, junto da zona

de encaixe no estator.

59

Fig. 4.15 – Imagens obtidas utilizando o MEV, a fotografia à esquerda mostra uma

vista geral, enquanto a da direita mostra com mais pormenor um dos impactos sofridos.

Fig. 4.16 – Ampliação progressiva da base da vane, mostrando uma fissura na zona de brasagem. As linhas finas a preto representam a extensão da fissura, que tem um comprimento de cerca de 0,7 milímetros.

60

Esta amostra da vane 50 apresenta marcas evidentes de fadiga. As beachmarks apresentam

pouca distância entre elas, o que indica que sofreram esforços pequenos com frequências bastante

altas, ao contrário das amostras anteriores, o ponto inicial da propagação da fissura não começou na

zona de brasagem, mas sim no interior da vane, junto ao leading edge.

Tal como em amostras anteriores a zona de fractura rápida, deu-se num ângulo de cerca de

45 graus e em direcção ao trailing edge.

As fissuras encontradas na zona de brasagem embora sejam pontos excelentes para

concentrar tensões e iniciar fenómenos de fadiga, não tiveram influência na falha deste componente.

4.1.3.4. Vane 62

Na figura 4.17 é possível observar a superfície de fractura da vane 62, esta amostra não tem

qualquer marca de ter sofrido fenómenos de fadiga.

Fig. 4.17 – Superfície de fractura da vane 62.

Na figura 4.18 podemos observar com maior detalhe a fractura, curiosamente não apresenta

qualquer marca de fadiga, apenas apresenta marcas desgaste por contacto com outra superfície.

61

Fig. 4.18 – Superfície de fractura da vane 62, vista ao microscópio óptico.

A falta de evidência de marcas de fadiga, pode ter sido devido ao desgaste causado pelo

movimento das duas partes do corpo da vane, no entanto penso que este componente foi fracturado

após a inversão do fluxo de ar, o qual não conseguiu suportar os esforços e fracturou rapidamente,

junto ao local de encaixe, onde o momento sentido pela vane, tinha o seu valor máximo.

4.1.4. Estimativa do número de ciclos realizados

Este género de componentes está sujeito a ciclos térmicos em particular, cada vez que o

avião faz uma viagem, reinicia o motor ou falha uma aterragem. Tendo presente estes factos

procedeu-se a um pequeno estudo de modo a estimar o número de ciclos realizados por um destes

componentes. Assumindo que o material é o AISI 410, as propriedades mecânicas relevantes a

considerar neste estudo são as seguintes apresentadas na tabela 4.9:

Tensão de cedência 275 MPa

Tensão de rotura '

r 520 MPa

Módulo de Young (E) 200 GPa

Redução de área q 0,3

Coeficiente de expansão térmica (α) 9,9 x 10-6

/ºC

Tab. 4.9- Propriedades do aço AISI 410, Ref [31].

É necessário também saber que temperatura a vane atinge durante o seu funcionamento

normal, tal informação pode ser retirada da figura 4.19.

62

Fig. 4.19 – Diagrama com as propriedades do fluído ao longo de todo o reactor, [32]

Sabendo que os componentes em questão estão no terceiro andar do compressor de alta

pressão, podemos estimar que a temperatura que a vane atinge é de 400 graus Celsius.

A variação de temperatura vai causar uma amplitude de extensão no componente que pode

ser calculada facilmente multiplicando o coeficiente de expansão térmico pela variação de

temperatura.

36 10762,3003762,020400109,9 Tt

9

Aplicando agora a equação de Coffin-Manson vamos obter o número de ciclos que o

componente realizaria para a presente situação, é necessário notar que os valores de b e c foram

retirados da Ref [16], onde diz que na maior parte dos casos b e c têm este valor.

5,008,0

5

3

3,01

1ln

2

1

102

52010762,3

rr NN

10

63

Resolvendo a equação por iteração obtém-se um número de ciclos Nr de 5287. Trata-se de

um valor bastante inferior ao número total de ciclos do motor, embora este valor seja apenas

aproximado, devido a não ter informações fidedignas quanto às propriedades do material, no entanto

não deve estar longe do verdadeiro número de ciclos. Devido à falta de existência de números de

série neste tipo de componente, é impossível determinar se alguma das vanes, já teria alcançado

este número de ciclos de vida.

4.2. O motor CFM56-5C

4.2.1. Introdução

A TAP após ter sofrido danos severos em turbinas de baixa pressão, de três motores CFM56-

5C, ao longo de três anos, decidiu começar a não reutilizar pás do terceiro andar da turbina de baixa

pressão, caso que já tivessem recebido vários tratamentos contra a corrosão. Esta medida é mais

segura pois consegue evitar que haja mais incidentes que possam danificar o motor, no entanto é

bastante dispendiosa pois o valor de pás novas é muito elevado.

De maneira a entender o mecanismo de fractura destas pás e de maneira a avaliar até

quando é possível reutilizar as pás, de maneira a poupar o máximo de dinheiro possível, foi-me

fornecido um conjunto de pás, que foram retiradas por segurança devido ao nível alto de oxidação.

Dessas pás escolhi as que apresentavam um nível de corrosão mais severo, assim como uma pá que

apresentava pouca corrosão para efeitos de comparação.

Nas figuras 4.20 e 4.21 é possível observar o aspecto das pás em questão. É importante

referir que a zona mais oxidada é a que está mais afastada do centro do motor, o que me leva a

pensar que a razão da oxidação afectar mais esta zona, é devido às forças centrifugas que empurram

os elementos responsáveis pela corrosão para essa zona.

Fig. 4.20 – Vista geral de uma pá do terceiro andar da turbina de baixa pressão, é fácil identificar a zona oxidada. Esta pá foi numerada como sendo a número 1.

64

Fig. 4.21 – Vista geral de uma pá do terceiro andar da turbina de baixa pressão, num estado de conservação bastante bom. Esta pá foi numerada como sendo a número 7.

Infelizmente não foi possível obter as dimensões de uma pá nova ou reparada, o que torna

impossível calcular a redução de espessura da pá ao longo do seu tempo de vida útil.

4.2.2. Dados obtidos e discussão

Foi realizada uma análise visual cuidada, seguida de uma análise no MEV, onde se obteve as

figuras 4.22 e 4.23 a seguir apresentadas, assim como uma análise EDS ao material constituinte da

pá, do óxido e do revestimento da pá, ver tabelas 4.10, 4.11 e 4.12.

Fig. 4.22 – Aspecto geral da pá. É possível ver um revestimento de óxido quase uniforme por toda a pá.

A B

65

Fig. 4.23 – Exemplo de uma camada típica de óxidos na amostra. Na figura A, uma visão mais geral e na figura B uma fotografia com maior ampliação.

Fig. 4.24 –Medição da camada de óxido, cerca de 56,9 µm. A medição foi feita no laboratório com o computador ligado ao SEM.

Elemento %atómica

Ni 58,89

Cr 14,99

Co 15,36

Al 4,40

Ti 3,90

Mo 2,46

Tab. 4.10- EDS do material base da pá.

A) B)

66

Elemento %atómica

Si 32,45

Co 27,99

Ca 3,60

Ni 15,59

Fe 8,06

Al 3,83

P 2,04

Mg 5,77

S 0,67

Tab. 4.11- EDS de uma camada de óxido.

Elemento %atómica

Si 20,07

Co 34,03

Ni 7,01

Cl 2,06

K 1,36

Ca 1,00

Na 31,74

Fe 2,73

Tab. 4.12- EDS do revestimento de uma pá.

O material base é sem dúvida uma liga de níquel, normalmente estas ligas têm excelentes

propriedades mecânicas, boa resistência à corrosão e a altas temperaturas. Estas pás já tinham

sofrido reparações, nestas reparações a camada de óxidos é retirada e um novo revestimento é

aplicado. Embora a redução de espessura seja evidente, ela não é claramente suficiente para

provocar a falha do componente, o que me leva a crer que existe um processo não detectado nestas

amostras envolvido nas falhas destas pás de alta pressão.

Após leitura de um relatório da CFM realizado durante toda esta investigação, pude observar

imagens que me levam a crer que a redução de espessura das pás ao longo do tempo, leva a

fenómenos de corrosão sob tensão, no entanto a CFM ainda não deu a conhecer uma conclusão

definitiva sobre este tipo de falhas. Infelizmente por razões de confidencialidade não poderei

introduzir neste documento qualquer fotografia/figura da CFM, que me leva a suspeitar que a razão

das falhas destas pás é devido a corrosão sob tensão.

67

5. Conclusões

Com os dados obtidos desta longa investigação, que começou no inicio de 2010, é possível

retirar algumas conclusões bastante importantes.

Sobre a análise do caso do motor RB211-524, é possível que algumas vanes mais antigas e

com danos interiores tenham falhado devido a fenómenos de fadiga provocando vibrações anormais,

no terceiro andar do compressor de alta pressão. Esta conclusão é fundamentada pelos danos

apresentados na vane 35, que possui evidência de ter falhado devido a fadiga de baixa frequência e

nos danos apresentados da amostra número 5, que possui marcas de fadiga de alta frequência. O

dano apresentado na vane 5, é também o tipo de dano mais comum identificado em todos os

componentes. Assim que as vanes pararam de conseguir direccionar o fluxo de ar no sentido correcto

e este inverteu o sentido, empurrando detritos e forçando os componentes, a falha catastrófica

aconteceu obrigando a tripulação do avião a desligar o motor de maneira a não comprometer o

estado do motor e a segurança do voo.

É de notar que a porosidade da soldadura actuou como local de concentração de tensões, o

que era de esperar. A brasagem é de boa qualidade e não foi a causa da falha.

A estimativa do número de ciclos considerando a lei de Coffin-Manson também revelou dados

bastante interessantes. Embora o valor obtido para o número de ciclos não seja preciso, devido a não

saber ao certo de que material é que estes componentes são fabricados, o valor obtido indicia que

danos graves podem ser causados devido a ciclos térmicos e é provável que a maior parte das

vanes, já tivessem muitos mais ciclos do que o seu limite de vida útil.

Resumindo, alguns componentes estavam demasiado danificados mas com falhas

indetectáveis para uma inspecção de líquidos penetrantes, que apenas consegue ver falhas

superficiais do componente. Estes componentes ao não funcionarem correctamente provocaram uma

situação de vibrações com uma frequência demasiado alta e com amplitudes maiores que o normal,

provocando a falha rápida de outras vanes que estavam em melhor estado, que levou finalmente à

inversão do fluxo de ar, obrigando o motor a ser desligado.

Neste caso é evidente que a falta de número de série nos componentes estudados é sem

dúvida grave, sem número de série nas vanes é impossível determinar se esta deve ou não sofrer

uma reparação extensiva, assim como torna muito difícil e dispendioso avaliar a sua condição. Os

ensaios não destrutivos com líquidos penetrantes embora sejam muito úteis e consigam detectar

falhas superficiais, não são suficientes para avaliar o estado interior do componente, que pode já

apresentar fissuras e más formações internas devido a fadiga mecânica e térmica.

Se estes componentes tivessem número de série, seria possível determinar que tipo de

ensaio não destrutivo é necessário utilizar para verificar o seu estado. Uma vane relativamente nova

não necessitaria de um ensaio que avaliasse o seu estado interior e nesse caso um ensaio não

destrutivo que consiga apenas analisar a superfície da peça em questão seria ideal, no entanto se o

componente já tivesse um número de ciclos/horas de voo suficientemente grande seria necessário

um ensaio não destrutivo mais rigoroso.

68

Actualmente os motores mais recentes da Rolls-Royce estão a sofrer incidentes muito

semelhantes ao estudado, pelo que existe actualmente uma investigação a decorrer em casos

semelhantes, no entanto ainda não conseguiram chegar a alguma conclusão pelo menos

publicamente.

Relativamente ao motor CFM56-5C, na minha opinião estamos diante de um caso de

corrosão sob tensão, a contínua redução de espessura das pás de alta pressão devido à sua

oxidação natural e às reparações efectuadas, provoca uma redução total de espessura suficiente

para que as pás durante o seu funcionamento normal, tenham um acréscimo tensão de tracção

aplicada a geral vai diminuir drasticamente a resistência à corrosão da liga de níquel de que a pá é

fabricada.

Embora a TAP esteja a proceder de maneira correcta, em parar de utilizar as pás após um

certo número de ciclos/horas de voo, é possível que não estejam a aproveitar a vida útil total das

mesmas, isto é, as amostras fornecidas embora apresentassem sinais visíveis de corrosão e uma

grande redução de espessura, elas não apresentavam danos severos na estrutura e apenas tinham

uma camada de óxido à superfície, as amostras enviadas para a CFM analisar, apresentavam

fissuras ramificadas em direcção ao interior do componente, sinal de corrosão sob tensão.

O melhor a fazer neste caso seria contar o número de reparações que foram realizadas

contra a corrosão das pás, antes de estas terem falhado e realizar medições em todas as pás

acabadas de serem tratadas, de maneira a tentar perceber a velocidade de desgaste delas, se

acelera ao fim de algumas reparações ou se esta se mantém a mesma até atingir o ponto crítico,

onde a falha catastrófica ocorre. Deste modo também será possível entender a espessura mínima

que a pá pode ter até realizar a última reparação contra corrosão e assim entender melhor quando é

que a pá pode ser considerada sucata, o manual da CFM diz que o número de reparações que

podem ser realizadas contra corrosão são infinitas, Ref [33] e [34].

69

Referências

Bibliografia utilizada e apresentada de acordo com as regras de catalogação

[1] ASM (1992) “Failure Analysis And Prevention” ASM Handbook 11 (9th edition)

[2] Australian Safety Transport Bureau – Technical analysis report, report number

20/02

[3] Australian Safety Transport Bureau – Technical analysis report, report number

200605620, 14 May 2008

[4] http://naca.central.cranfield.ac.uk/reports/arc/rm/3248.pdf - 5/2/2011

[5] http://www.museumofflight.org – 10/2/2011

[6] National Transportation Safety Board Aircraft Accident Report American

Airlines, Inc., DC-10-10, N110AA May 25, 1979.

[7] http://en.wikipedia.org/wiki/Grumman_Mallard - 10/7/2011

[8] National Transportation Safety Board – Accident Report – In flight separation

of Right Wing Flying Boat, inc Flight 101 Grumman Turbo Mallard (G-73T),

N2969 Port of Miami, Florida December 19, 2005

[9] ASM (1992) “Fatigue And Fracture” ASM Handbook 19 (9th edition)

[10] Flight Safety Foundation, Aviation Mechanics Bulletin January/February 1994,

Engineering and Metallographic Aspects of Gas Turbine Engine Failure

Investigation: Identifying the Causes

[11] Comportamento mecânico de aços em fadiga multiaxial a amplitude de carga

constante e sincrona – Luis Filipe Galrão dos Reis – Dissertação para

obtenção do Grau de Doutor em Engenharia Mecânica – Junho de 2004

[12] http://www.failure-analysis.it/UK02140000.asp?D=17 15/1/2011

[13] http://met-tech.com/SEM1.html 20/10/2010

[14] http://www.iic-hq.co.jp/english/03sp/02camt/02mt/ZS-02.html 15/9/2010

[15] Técnicas de Análise Microestrutural e Fractográfica por Microscopia Óptica e

Electrónica, Armando de Sousa e Brito, Sociedade Portuguesa de Materiais,

Lisboa – Maio – 2002

[16] Mecânica dos Materiais, Carlos A. G. De Moura Branco, 4º Edição, 2006,

Fundação Calouste Gulbenkian

[17] http://www.watermainbreakclock.com/docs/techbrief.pdf 20/1/2011

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70

[18] http://data.worldbank.org/ 20/1/2011

[19] ASM (1992) “Corrosion Fundamentals, Testing, And Protection” ASM

Handbook 13a (9th edition)

[20] http://met-tech.com/preheater-tube-failure.html 24/10/2010

[21] ASM (1992) “Friction, Lubrication, and Wear Technology” ASM Handbook 22

(9th edition)

[22] http://www.caa.co.uk/docs/1419/SRG_PRO_1043%20iss36.pdf 10/7/11

[23] Tela oferecida à TAP pela Rolls-Royce

[24] http://www.cfm56.com 10/1/2011

[25] ASM (1992) “Nondestructive Evaluation and Quality Control” ASM Handbook

17 (9th edition)

[26] Tecnologia da Fundição, Ferreira J. M. G. C., 1999, Calouste Gulbenkian

[27] http://skywardsac.com/ 19/9/2010

[28] ASM (1992) “Materials Characterization” ASM Handbook 10 (9th edition)

[29] ASM (1992) “Fractography” ASM Handbook 12 (9th edition)

[30] http://www.icems.ist.utl.pt/ 27/11/2010

[31] http://www.efunda.com/Materials/alloys/stainless_steels/show_stainless.cfm?I

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[32] RB211-524 Handbook - Manual Interno da TAP

[33] Engine Shop Manual CFM56-5C_72_54_02_inspection

[34] Engine Shop Manual CFM56-5C_72_54_02_repair028

http://data.worldbank.org/

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Análise e caracterização de falhas em componentes ... · root causes. There is also a ... Metodologia experimental ... Fig. 3.14 – Prensa manual utilizada no laboratório metalográfico