Embed Size (px)
Citation preview
i
SONIA FONSECA COSTA E SILVA
TECNOLOGIA DE PLASMA PARA ESTUDO DAS PROPRIEDADES
ABLATIVAS EM COMPÓSITOS OBTIDOS POR BOBINAGEM PARA
USO AEROESPACIAL
CAMPINAS
2015
ii
iii
iv
iv
v
vi
vii
RESUMO
Compósitos ablativos são vastamente utilizados em divergentes de motores usados em
veículos espaciais, em particular nos veículos em desenvolvimento no Instituto de
Aeronáutica e Espaço, como por exemplo, o Veículo Lançador de Satélite. Tais
divergentes podem ser produzidos por diversos processos, entre eles a bobinagem.
Atualmente é empregado o processo de bobinagem paralela para a fabricação desses
elementos. Porém, visando obter-se um melhor desempenho ablativo e otimização da
massa para os divergentes, propõe-se uma inovação no processo de fabricação para
estruturas ablativas, a bobinagem inclinada em fitas tecidas. Neste trabalho foi
realizado um estudo teórico experimental da ablação em compósitos bobinados obtidos
através dos dois processos de bobinagem, paralela e inclinada. Uma tocha de plasma é
usada para simular as condições de operação do material em um divergente. O material
utilizado como reforço do compósito foi um tecido de fibra de carbono e o polímero
utilizado como matriz foi uma resina fenólica tipo resol. Nestas condições, foram
avaliadas a taxa de perda de massa e as temperaturas atingidas na face exposta a
tocha, tendo como parâmetro o fluxo térmico do jato de plasma. Os dados
experimentais foram comparados com os resultados numéricos de uma simulação
computacional. Embora não tenha sido obtida uma perfeita concordância entre os
resultados numéricos e experimentais, a ordem de magnitude e o comportamento de
variação dos parâmetros avaliados podem ser considerados fisicamente coerentes e
dentro dos limites do modelo teórico proposto. Os resultados obtidos permitem estimar
a taxa de perda de massa de acordo com o fluxo térmico e indicam um melhor
desempenho ablativo das amostras obtidas por bobinagem inclinada em comparação
com as amostras obtidas por bobinagem paralela.
Palavras Chave: Ablação; Compósitos; Tocha de plasma; Plasma; Carbono.
viii
ix
ABSTRACT
Ablative composites are widely used in nozzles of propeller engines used in space
vehicles, as the Satellite Launching Vehicle in development at Aeronautics and Space
Institute, for example. Such nozzle extension can be produced by various processes,
including wrapping tape. Currently is employed the parallel wrapping process to
manufacture these elements. However, in order to get a better ablative performance and
mass optimization for the nozzle extensions, it has been proposed an innovation in the
manufacturing process for ablative structures, biased tape wrapping. In this paper is
presented a theoretical study of experimental ablation in wound composite obtained by
the two wrapping processes, parallel and biased tape. A plasma torch has used to
simulate the operating conditions of the material in the nozzle extension. The composite
used as reinforcement a carbon fiber fabric with a resol phenolic resin matrix. Thus, it
has evaluated the weight loss rate and the temperatures reached on the face exposed
to the torch, with the heat flux parameter of the plasma jet. The experimental data were
compared with the numerical results of a computer simulation. Although not obtained a
perfect agreement between the numerical and experimental results, the order of
magnitude and the pattern of variation of the evaluated parameters can be considered
physically consistent and within the limits of the proposed theoretical model. The results
obtained allow us to estimate the mass loss rate in accordance with the thermal flow and
indicate a better ablative performance of samples obtained by biased tape wrapping in
comparison with the samples obtained by parallel wrapping.
Key Words: Ablation; Composites; Plasma Torch; Plasma; Carbon.
x
xi
SUMÁRIO
1. INTRODUÇÃO ........................................................................................................ 1
1.1. CONSIDERAÇÕES GERAIS ................................................................................ 1
1.2. MOTIVAÇÃO E OBJETIVO DO TRABALHO ..................................................... 7
1.3. SEQUÊNCIA DO TRABALHO .............................................................................. 8
2. REVISÃO BIBLIOGRÁFICA................................................................................... 9
2.1. MATERIAIS COMPÓSITOS PARA USO AEROESPACIAL ............................ 9
2.1.1. Aplicações dos compósitos na Indústria Aeroespacial ................................... 14
2.2. SISTEMAS DE PROTEÇÃO TÉRMICA ............................................................ 18
2.2.1. Processos de ablação .......................................................................................... 19
2.2.2. Catalicidade de um material ................................................................................ 22
2.2.3. Materiais ablativos e seu desempenho ............................................................. 23
2.2.4. Compósitos ............................................................................................................ 25
2.2.4.1. Matrizes .................................................................................................................. 27
2.2.4.1.1.Resina fenólica ...................................................................................................... 27
2.2.4.2. Reforços .................................................................................................................. 30
2.2.4.2.1.Tecidos de pré-formas ......................................................................................... 31
2.2.4.3. Razão dos componentes resina/fibra ................................................................ 32
2.2.4.4. Orientação do reforço ........................................................................................... 33
2.2.4.5. Reforços pré-impregnados para compósitos .................................................... 35
2.2.5. Propriedades térmicas dos compósitos ............................................................. 36
2.2.5.2. Calor de ablação ................................................................................................... 37
2.2.5.3. Condutividade térmica .......................................................................................... 38
xii
2.2.5.4. Difusividade térmica .............................................................................................. 39
2.2.5.5. Capacidade calorífica ........................................................................................... 40
2.2.5.6. Calor específico ..................................................................................................... 40
2.2.5.7. Expansão térmica .................................................................................................. 40
2.2.5.8. Tensões térmicas .................................................................................................. 41
2.2.5.9. Resistência ao choque térmico ........................................................................... 41
2.3. PROCESSO DE FABRICAÇÃO E CARACTERIZAÇÃO DO MATERIAL ... 42
2.3.2. Avaliação das propriedades ablativas por tochas de plasma ........................ 55
2.3.2.1. Tochas de plasma ................................................................................................. 55
2.3.2.2. Classificação das tochas de plasma. ................................................................. 56
2.3.2.3. Eletrodos das tochas de plasma a arco. ........................................................... 57
3. MATERIAIS E MÉTODOS .................................................................................... 63
3.1. MATERIAIS ULTILIZADOS ................................................................................. 63
3.2. MÉTODOS E PROCESSOS UTILIZADOS ...................................................... 63
3.3. ENSAIO DE ABLAÇÃO POR TOCHA DE PLASMA ....................................... 79
3.3.2.1. Taxa de perda massa. .......................................................................................... 84
3.4. MICROSCOPIA ELETRÔNICA DE VARREDURA (MEV). ............................ 84
3.5. MÉTODO NUMÉRICO ......................................................................................... 85
4. RESULTADOS E DISCUSSÕES .......................................................................... 87
4.1. RESINA FENÓLICA .............................................................................................. 87
4.2. TECIDO PRÉ-IMPREGNADO ............................................................................ 88
4.3. ENSAIO DE ABLAÇÃO POR PLASMA TÉRMICO ......................................... 96
4.4. RESULTADO DO ENSAIO DE ABLAÇÃO ....................................................... 97
4.5. SIMULAÇÃO COMPUTACIONAL .................................................................... 104
xiii
4.6. MICROSCOPIA ELETRÔNICA DE VARREDURA (MEV) ........................... 113
5. CONCLUSÃO ..................................................................................................... 121
5.1. SUGESTÕES PARA ESTUDOS E TRABALHOS FUTUROS ..................... 124
ANEXO I: ................................................................................................................ 129
xiv
xv
Dedico este trabalho a minha família minhas filhas Sarah e Sofia,
meu esposo Homero e meus pais Madalena (in memorian) e Lorival.
xvi
xvii
AGRADECIMENTOS
Ao meu orientador Prof. Dr. Edison Bittencourt, pela orientação, apoio e incentivo.
Ao Prof. Dr. Gilberto Petraconi Filho pela objetividade, paciência e incentivo, permitindo a utilização do Laboratório de Plasma e Processos do Departamento de Física do ITA
para a realização dos ensaios de ablação dos materiais estudados.
Ao pesquisador Dr. Humberto de Araújo Machado, pela colaboração e discussões dos resultados do modelo matemático.
Ao Dr. Luiz Claudio Pardini, Dr. Antonio Pascoal Del´Arco Junior, Dr. Francisco Cristovão Lourenço de Melo pela amizade, apoio e incentivo no transcorrer deste
trabalho.
Aos técnicos da oficina mecânica do ITA e da Divisão de Mecânica do IAE pelo apoio na confecção de diversos componentes da tocha de plasma e de corte das amostras
nos ensaios experimentos. Ao técnico Duque da AMR, pelo apoio nas realizações das análises por MEV.
Aos amigos Engo Marcus Pontarolli e ao Engo Francisco M. C. Dias, cujo apoio foram fundamentais neste trabalho e também pelos materiais fornecidos ao projeto.
Aos colegas da subdivisão de Materiais Compostos do IAE, Laboratório de Plasma e Processos pela convivência amigável e apoio durante todo o projeto.
À todos aqueles que, direta ou indiretamente, colaboraram para a realização deste trabalho, particularmente à Chefia da Divisão de Mecânica do Instituto de Aeronáutica e
Espaço.
Ao Departamento de Ciência e Tecnologia Aeroespacial – Instituto de Aeronáutica e Espaço - Divisão de Mecânica, ao Instituto Tecnológico de Aeronáutica – ITA, a
UNICAMP - Faculdade de Engenharia Química, por proporcionarem os apoios técnico e financeiro tornando possível a realização deste trabalho.
De forma especial, a Homero de Paula e Silva, meu esposo, pelo incentivo e ajuda na elaboração do presente trabalho e as minhas filhas Sarah e Sofia que foram à força
maior para eu ter conseguido atingir meu objetivo. Finalmente, aos meus pais pelo bom exemplo recebido e a Deus que permitiu que tudo se realizasse, colocando ao meu lado
as pessoas certas nas horas certas.
A TODOS, MUITO OBRIGADA!
xviii
xix
LISTA DE ILUSTRAÇÕES
Figura 1: Veículo Lançador de Satélites na base de lançamento de Alcântara (MA). ...... 2
Figura 2: Câmara de combustão de um motor foguete a propelente sólido. ...................... 4
Figura 3: (a) Configuração de um bocal convergente-divergente; (b) Distribuição de Pressão, Temperatura, Velocidade e Pressão atuante na direção do eixo do motor foguete. ........................................................................................................................................... 5
Figura 4: Configuração do VLS. ............................................................................................... 10
Figura 5: Perfil típico do voo do VLS. ...................................................................................... 13
Figura 6: Componentes Fabricados em compósitos do Veículo Lançador de Satélites. 16
Figura 7: Esquema de uma tubeira em compósito do VLS, carbono/carbono e carbono/fenólica. ......................................................................................................................... 17
Figura 8: Esquema do mecanismo de ablação de um compósito de resina fenólica reforçada com fibra de quartzo. ................................................................................................ 20
Figura 9: (a) Corte esquemático de um material sob ablação; (b) Distribuição da temperatura ao longo do corpo. ............................................................................................... 21
Figura 10: (a) Diagrama esquemático da síntese e reação de cura de resinas fenólicas do tipo resol e novolaca; (b) Estágios de formação da resina fenólica. ............................ 28
Figura 11: Representação dos tecidos bi-direcionais; (a) tecido Cetim (Satin weave); (b) tecido tipo laço diagonal (Twill weave); (c) tecido Plano (Plain weave). ........................... 31
Figura 12: Equipamento de bobinagem de fitas (“TAPE WRAPPING”) do DCTA-IAE. .. 46
Figura 13: Esquema operacional de um equipamento de bobinagem de fitas [23]. ....... 47
Figura 14: Equipamento de bobinagem de fitas (“TAPE WRAPPING”), detalhe do dispositivo de deposição da fita. .............................................................................................. 47
Figura 15: Bobinagem paralela sobre mandril cônico. ......................................................... 48
Figura 16: Bobinagem paralela sobre mandril “BELL SHAPPED”. .................................... 49
Figura 17: Bobinagem inclinada sobre mandril cônico. ........................................................ 50
Figura 18: Bobinagem inclinada sobre mandril “BELL SHAPPED”. ................................... 50
xx
Figura 19: Padrões de tecelagem mais usuais dos tecidos utilizados na confecção de divergentes. ................................................................................................................................. 51
Figura 20: Esquema básico de operação de uma hidroclave. ............................................ 54
Figura 21: Esquema de tochas de plasma de arco não transferido: (a) com catodo quente, (b) com catodo frio. ...................................................................................................... 57
Figura 22: Modelo básico de uma tocha de plasma: 1) Catodo; 2) Anodo; 3) Fonte de tensão CC; 4) Fluxo de gás; 5) Água de refrigeração; 6) Arco; 7) Tocha. ........................ 58
Figura 23: Distribuição da temperatura (T) e da condutividade (ζ), na sessão transversal da coluna do arco. R é o raio do canal entre as paredes, r0 o raio de dispersão da condutividade significativa onde a temperatura do gás é máxima (Tm) é praticamente constante. ..................................................................................................................................... 59
Figura 24: Fixação do comprimento do arco. 1) Catodo quente. 2) Anodo. 3) Isolante. 4) Entrada tangencial de gás. 5) Entrada do fluxo de gás. 6) Água de refrigeração. 7) Bobina de geração de campo magnético. .............................................................................. 60
Figura 25: Anodo com degrau para fixação do arco. 1) Catodo quente. 2) Anodo. 3) Degrau do anodo. 4) Camada limite de turbulência. 5) Entrada do fluxo de gás. ........... 61
Figura 26: Visão esquemática do processo de ablação em um escudo térmico. ............ 62
Figura 27: Processo de impregnação do tecido de carbono para confecção de “prepreg"....................................................................................................................................... 66
Figura 28: Colocação de um filme separador após tecido impregnado. ........................... 67
Figura 29: Corte do tecido pré-impregnado para a bobinagem. ......................................... 69
Figura 30: Detalhe do ferramental de bobinagem inclinada. ............................................... 70
Figura 31: Detalhes do Controlador Numérico da Máquina de Bobinagem: (a) rolo de fita pré-impregnado, (b) roletes guias e (c) Controlador Numérico........................................... 71
Figura 32: Detalhe do dispositivo de deposição da fita no mandril. ................................... 72
Figura 33: Aquecimento da fita pré-impregnada durante a bobinagem. ........................... 72
Figura 34: Bobinagem inclinada: aquecimento e resfriamento durante a bobinagem. ... 73
Figura 35: Camisa de borracha EPDM (rubber bag). ........................................................... 74
Figura 36: Instalações do equipamento de polimerização, hidroclave, no Instituto de Aeronáutica e Espaço em São José dos Campos. ............................................................... 75
xxi
Figura 37: Hidroclave – sistema de circulação de água. ...................................................... 76
Figura 38: Hidroclave – sistema de pressurização. .............................................................. 76
Figura 39: Hidroclave – sistema de controle de vácuo. ........................................................ 77
Figura 40: Esquema de peça produzida por bobinagem inclinada. ................................... 78
Figura 41: Esquema funcional dos subsistemas empregados no banco de ensaios em pressão atmosférica. .................................................................................................................. 79
Figura 42: a) Diagrama esquemático da Tocha de plasma tornado de vórtice reverso e de anodo com degrau; b) Esquema ilustrando o sentido do fluxo de gás e gradientes de pressão nas regiões de catodo e anodo da tocha de plasma; c) Tocha de plasma operando em pressão atmosférica. ......................................................................................... 80
Figura 43: Tocha de plasma em operação. (1) Sistema de movimentação da tocha de plasma; (2) Tocha de plasma; (3) Pirômetro ótico; (4) Suporte do porta-amostra; (5) Porta-amostra. ....................................................................................................................... 81
Figura 44: Detalhe do porta-amostra, ilustrando a área exposta ao plasma da amostra de carbono/carbono. .................................................................................................................. 82
Figura 45: Sequência do ensaio para uma amostra de fibra de carbono/resina fenólica posicionada a 12 cm do bocal da tocha de plasma. ............................................................. 83
Figura 46: Controle de flow durante a impregnação. ............................................................ 89
Figura 47: Preformas obtidas pelo processo de bobinagem paralela e bobinagem inclinada. ...................................................................................................................................... 90
Figura 48: Desenho esquemático e foto do ensaio de ablação de materiais de barreira térmica utilizando uma tocha de plasma. ................................................................................ 92
Figura 49: (a) Foto do calorímetro exposto ao jato de plasma; (b) Esquema do calorímetro:1 disco de cobre, 2 termopar, 3, 4 suportes isolantes, 5 tubo de sustentação. ................................................................................................................................ 93
Figura 50: Temperatura do calorímetro em função do tempo de exposição ao jato de plasma, para 5 distâncias com relação ao bocal de saída da tocha. ................................. 94
Figura 51: Fluxo térmico em função da distância entre o calorímetro e o bocal de saída do jato da tocha de plasma. ...................................................................................................... 95
Figura 52: Posição de extração das amostras obtidas pelos dois processos de bobinagem. .................................................................................................................................. 96
xxii
Figura 53: Variação de perda de massa com o tempo para um fluxo de 0,626MW/m2. 97
Figura 54: Variação de perda de massa com o tempo para um fluxo de 0,903 MW/ m2. ....................................................................................................................................................... 98
Figura 55: Variação de perda de massa com o tempo para um fluxo de 1,376 MW/ m2. ....................................................................................................................................................... 98
Figura 56: Orientação das fibras em relação ao eixo central do jato de plasma. ............ 99
Figura 57: Resultados da variação da massa total pelo fluxo de calor num tempo de exposição de 50s. ..................................................................................................................... 100
Figura 58: Resultados da variação da massa total pelo fluxo de calor num tempo de exposição de 70s. ..................................................................................................................... 101
Figura 59: Variação da taxa de perda de massa específica para cada amostra. .......... 103
Figura 60: Variação da temperatura na superfície da amostra em função do fluxo de calor para t = 90 s. .................................................................................................................... 105
Figura 61: Taxa de perda de massa específica: simulação e resultados experimentais para q = 0.626 MW/m2. ............................................................................................................ 106
Figura 62: Taxa de perda de massa específica: simulação e resultados experimentais para q = 0.903 MW/m2. ............................................................................................................ 107
Figura 63: Taxa de perda de massa específica: simulação e resultados experimentais para q= 1.376 MW/m2. ............................................................................................................. 108
Figura 64: Diferença de condutividade entre a camada carbonizada (“char”) e o material virgem. ........................................................................................................................................ 111
Figura 65: Perfil de temperatura da camada de “char” para diferentes fluxos de calor. 112
Figura 66: Amostras ensaiadas e selecionadas para análise de MEV. ........................... 113
Figura 67: Microscopia da superfície de uma amostra de topo sem estar ensaiada - aumento de 28x. ....................................................................................................................... 114
Figura 68: Microscopia da superfície de uma amostra obtida por bobinagem paralela (corte lateral) após 30 s de ensaio de plasma sob um fluxo de 0,5 MW/m2 - aumento de 30x. .............................................................................................................................................. 114
Figura 69: Camada carbonizada da amostra obtida pelo processo de bobinagem paralela - corte lateral após 30 s de ensaio de plasma sob um fluxo de 0,5 MW/m2 – aumento de 29 x. ...................................................................................................................... 115
xxiii
Figura 70: Trincas na superfície da amostra (bobinagem paralela - corte lateral, após 30 s de ensaio de plasma sob um fluxo de 0,5 MW/m2) devido a pirólise da resina fenólica aumento de 104 x. .................................................................................................................... 116
Figura 71: Bobinagem paralela (corte lateral), após 30 s de ensaio de plasma sob um fluxo de 0,5 MW/m2 - Fibra de carbono com formação de geometrias pontiagudas. .... 117
Figura 72: Micrografias referentes às amostras de compósitos que foram expostas a um fluxo térmico de 0,5 MW/m2 e 0,9 MW/m2 durante 30 segundos e 90 segundos. ......... 119
Figura 73: Micrografia e espectro da superfície da amostra obtida por bobinagem inclinada após fluxo térmico de 0,5 MW/m2 durante 30 segundos. .................................. 120
xxiv
xxv
LISTA DE TABELAS
Tabela 1: Características e parâmetros de desempenho dos propulsores do VLS. ....... 12
Tabela 2: Características da resina fenólica. ......................................................................... 64
Tabela 3: Características do pré-impregnado de fibra de carbono/resina fenólica. ........ 68
Tabela 4: Valores do teor de voláteis obtido para resina fenólica tipo resol. .................... 87
Tabela 5: Viscosidade Brookfield e densidade da resina fenólica utilizada. ................... 87
Tabela 6: Resultados da porcentagem de voláteis no pré-impregnado. ........................... 88
Tabela 7: Fluxo térmico (MW/m2) incidente no calorímetro em função do incremento de temperatura por tempo de exposição ao jato de plasma (K/s). .......................................... 95
Tabela 8: Propriedades do compósito fibra de carbono e resina fenólica. ..................... 104
Tabela 9: Temperatura da superfície após 90s de ensaio. ................................................ 105
Tabela 10: Perda de massa das amostras com variação do fluxo térmico (MW/m2) e com o tempo (s). ....................................................................................................................... 118
xxvi
xxvii
LISTA DE SIMBOLOS E SIGLAS
LETRAS LATINAS
C capacidade calorífica
CF fator de atrito
Cp calor específico à pressão constante
D1 diâmetro da parede interna da fita
D2 diâmetro da parede externa da fita
DT difusividade térmica
E módulo de elasticidade
FR fator de recuperação
H coeficiente de película
h entalpia
K condutividade térmica
L calor de ablação/calor latente/calor de reação
l comprimento do material
lo comprimento inicial
m massa
m taxa de perda de massa específica
mi massa inicial
mf massa final
M número de Mach
p pressão
Pr número de Prandtl
q fluxo de calor
xxviii
Q calor de ablação
Qcw calor de ablação de parede fria
qcw taxa de transferência de calor
R raio local da superfície
r coordenada radial
Re número de Reynolds
RN raio de curvatura local da superfície
T temperatura
t tempo
V velocidade
x posição de ponto da superfície
Y coordenada paralela ao eixo de simetria
y coordenada tangencial à superfície
z coordenada axial
xxix
LETRAS GREGAS
ε emissividade
µ viscosidade dinâmica
ɵ espessura da camada limite
ρ massa específica
ζ constante de Boltzman
α coeficiente de expansão térmica linear
β ângulo de inclinação na bobinagem
δ espessura do cilindro
ζT resistência à tração
Subscritos
condições atmosféricas locais
e fronteira da camada limite
F escudo térmico
i local na superfície
L laminar
S ponto de estagnação
T turbulento
Tr transição
w superfície externa da parede
xxx
xxxi
ABREVIAÇÕES
A/C corrente alternada
D/C corrente contínua
C/C carbono-carbono
CWC limite critico de bobinagem inclinada
CRFC carbono reforçado com fibras de carbono
C6H3OH fenol
HCHO formaldeído
CH3 grupo fenólico
OH grupo alcoólico
C=C grupo aromático
C-O grupo éter
EPDM borracha de etileno-propileno-dieno
FRFC resina fenólica reforçada com fibras de carbono
HMTA hexametilenotetramina
MEV microscópio eletrônico de varredura
RCT resistência ao choque térmico
RFC reforçado com fibras de carbono
SiC carbeto de silício
SiO2 dióxido de silício
S40 propulsor do terceiro estágio do VLS
S43 propulsor do primeiro estágio do VLS
S44 propulsor do quarto estágio do VLS
TPS sistemas de proteção térmica
xxxii
xxxiii
SIGLAS
AEB Agência Espacial Brasileira
DCTA Departamento de Ciência e Técnologia Aeroespacial
AEB Agência Espacial Brasileira
VLS Veículo lançador de satélites
VLM Veículo lançador de microssatélites
IAE Instituto de Aeronáutica e Espaço
ITA Instituto Tecnológico de Aeronáutica
AME Divisão de Mecânica
AMR Divisão de Materiais
PNAE Programa Nacional de Atividades Espaciais
MECB Missão Espacial Completa Brasileira
xxxiv
1
CAPÍTULO 1
1. INTRODUÇÃO
1.1. CONSIDERAÇÕES GERAIS
A soberania e autonomia de um país estão proporcionalmente
relacionadas à sua capacidade de desenvolvimento tecnológico. A tecnologia espacial
é, sem dúvida, a de maior amplitude nesse cenário. O Brasil está assumindo
definitivamente esse compromisso de soberania e autonomia plena, ao enfatizar, por
meio do Programa Nacional de Atividades Espaciais (PNAE), suas prioridades de
integração da política espacial às demais políticas públicas em execução, fomentando a
formação, captação e fixação de especialistas qualificados para dinamizar nossas
atividades espaciais, reconhecendo o necessário domínio das tecnologias críticas e de
acesso restrito, com participação da indústria, junto com a competência e o talento
existente nas Universidades e Institutos de Pesquisa Nacionais [1].
A estratégia brasileira para o domínio da tecnologia de acesso ao
espaço teve sua origem na década de 1960, com o início do desenvolvimento dos
foguetes de sondagem a propulsão sólida. O domínio dessa tecnologia serviu de base
para o desenvolvimento do Veículo Lançador de Satélite, mostrado na Figura 1, cujo
desenvolvimento teve sua origem na década de 1980, com a criação da Missão
Espacial Completa Brasileira (MECB). O quarto veículo da família Sonda, o Sonda IV,
foi concebido como uma etapa intermediária para se chegar ao VLS [2]. Visando
atender a demanda por materiais de alto desempenho, surgiram os compósitos
estruturais. Estes materiais são geralmente formados pela combinação de duas fases
distintas denominadas matriz e carga. Os compósitos, de uma forma geral apresentam
como vantagem a alta resistência específica decorrente da baixa massa específica dos
componentes empregados na sua constituição.
Os veículos lançadores de satélites utilizam alguns componentes
manufaturados em compósitos, visando atenderem a dois requisitos básicos de projeto
2
Figura 1: Veículo Lançador de Satélites na base de lançamento de Alcântara (MA).
3
que são: rigidez e resistência mecânica, aliadas a um baixo peso e alta resistência
térmica [3]. No setor espacial, esses materiais ocupam lugar de destaque sendo
utilizados em várias peças do foguete como, envelopes-motores, empenas, coifas,
divergentes, carenagens e proteções térmicas.
Alguns componentes manufaturados em compósitos desses veículos
lançadores ficam expostos durante certo intervalo de tempo em condições
extremamente severas de temperatura (acima de 1000C) e a um fluxo de gases a altas
velocidades (Mach 0,3 - velocidade Mach é quantas vezes o corpo atingiu a velocidade
do som), como é o caso dos divergentes, região da tubeira por onde escoam os gases
provenientes da queima do propelente [4]. Para estes casos, há a necessidade de se
utilizar compósitos que suportem tais condições adversas, resistindo ao choque térmico
e a ação erosiva causada pelo fluxo de gases quentes. Esses compósitos possuem alta
capacidade de dissipar calor por unidade de massa e são denominados compósitos
ablativos [5].
Em projetos com materiais ablativos, considerações relevantes são
dadas às variáveis do ambiente, disponibilidade e uniformidade das composições dos
materiais selecionados, propriedades e características dos materiais, formulação,
requisitos de projeto para propriedades térmicas, mecânicas e químicas, fatores de
segurança e outros aspectos específicos para cada projeto. O processo de ablação é
largamente aceito no campo aeroespacial devido à combinação de propriedades e
características oferecidas pelos materiais ablativos, cuja maioria são polímeros ou
compósitos contendo polímeros. Os compósitos reforçados proporcionam propriedades
vantajosas como, baixa massa específica, baixa condutividade térmica, calor específico
elevado e decomposição controlada, que dá origem a produtos gasosos de baixo peso
molecular. Suas utilizações mais notáveis têm sido na proteção de veículos espaciais,
em várias seções de motores foguetes, como isolante dos gases de combustão e no
fornecimento da proteção térmica aos elementos da estrutura [6].
4
A configuração básica de um motor foguete consiste de uma câmara
de combustão e uma tubeira convergente – divergente, como mostrado na Figura 2.
Durante a queima do propelente sólido de um motor foguete os efeitos internos variam
ao longo da câmara de combustão e os materiais isolantes usados necessitam ter
características termomecânicas diferentes dependendo de sua localização [7].
Figura 2: Câmara de combustão de um motor foguete a propelente sólido.
Na garganta da tubeira são encontradas as condições mais críticas,
pois o fluxo sofre contração máxima e, como consequência, expõe as paredes a níveis
mais altos de tensões térmicas e erosão. A configuração e as dimensões da garganta
devem permanecer essencialmente inalteradas durante toda a queima do propelente
para assegurar pressão constante na câmera de combustão. A alta condutividade
térmica desses materiais requer o uso de uma isolação adicional resultando em
adicional aumento de peso. O material escolhido para aplicação nessa região deve ter
boas propriedades ablativas, incluindo baixa condutividade térmica e alta resistência
mecânica [7]. Os gases de combustão ejetados da garganta e que passam pelo cone
de saída, sofrem uma grande expansão ocasionando uma queda acentuada na pressão
e temperatura, e a velocidade sofre um aumento passando de subsônica a supersônica,
como mostrado na Figura 3(a).
5
(a)
(b)
Figura 3: (a) Configuração de um bocal convergente-divergente; (b) Distribuição de Pressão, Temperatura, Velocidade e Pressão atuante na direção do eixo do motor foguete.
6
A velocidade de aquecimento nas paredes do cone de saída diminui à
medida que se afasta da garganta, entretanto, ocorrem pressões estruturais adicionais
por causa da turbulência do gás, como mostrado na figura 3(b), interações e efeitos de
ondas de choque e vibrações acústicas, que produzem erosão e ablação não uniforme
e assimétrica nessa região. Dentre os compósitos que atendem a tais requisitos
destacam-se os de matriz fenólica reforçados com fibra de carbono (FRFC). A escolha
da resina fenólica como matriz da estrutura se dá pelo fato desta apresentar um alto
teor de carbono fixo quando submetida à pirólise, cerca de 50% em massa. A
quantidade de resíduo carbonáceo formada depende de fatores como: a relação
carbono/hidrogênio presente na estrutura polimérica da resina, o grau de ligações
cruzadas e a tendência de mais ligações durante o aquecimento. Este resíduo
carbonáceo é muito importante, pois pode absorver o calor gerado durante o processo
de ablação [6].
A matéria-prima escolhida como reforço da estrutura deverá ter, além
de um alto ponto de calor latente de fusão, uma condutividade térmica baixa. Isto faz
com que os materiais inorgânicos com altos teores de dióxido de silício em sua
composição sejam indicados, tais como o vidro (56% de SiO2), o amianto (65% de
SiO2), fibras com alto teor de silício (95% de Si O2)e o quartzo (99,99% da SiO2),
tipicamente maus condutores de calor. Embora o carbono apresente uma condutividade
térmica maior que a dos filamentos inorgânicos à base de dióxido de silício, ele
apresenta alta estabilidade física a temperaturas elevadas, reduzindo o desgaste
durante a ablação, mantendo um melhor desempenho dos divergentes e tubeiras
devido à preservação da sua geometria.
O desenvolvimento e seleção destes materiais requerem também
tecnologia específica de ensaio na caracterização em ambientes que simulem as
condições severas de utilização. Isto motivou, a otimização e caracterização de um
sistema de ensaio a plasma em pressão atmosférica, gerando um jato de plasma
subsônico em pressão atmosférica com o mesmo fluxo térmico gerado nas tubeiras de
foguetes [5].
7
O sistema de ensaio utilizado baseou-se em uma tocha plasma
térmico com fluxo reverso de alta eficiência e entalpia [5], que foi otimizada para a
geração de um fluxo térmico estável e reprodutivo de 2,2 MW/m².
1.2. MOTIVAÇÃO E OBJETIVO DO TRABALHO
A motivação para o presente trabalho surgiu da necessidade, por
parte do Instituto de Aeronáutica e Espaço – IAE, de concentrar esforços na pesquisa
de novos materiais e processos para fabricação de divergentes e estruturas ablativas
de alto desempenho, compatíveis com os propulsores de grande porte [1]. Estes
divergentes devem apresentar, quando em operação, baixo desgaste por ablação nas
paredes internas. Além disto, o desgaste deverá ocorrer de forma bastante homogênea,
ou seja, distribuído ao longo de toda superfície interna da estrutura que terá contato
direto com os gases de exaustão [8].
Por outro lado, é preciso que se desenvolva um trabalho de tecnologia
de fabricação, criando-se e estabelecendo-se parâmetros de controle, quer para os
processos utilizados, quer para as matérias-primas empregadas, de forma que o
produto final, uma vez qualificado, tenha sua reprodutibilidade garantida de forma
confiável, e atendendo aos requisitos de confiabilidade aplicáveis à indústria
aeroespacial. Um fator importante na área de tecnologia de fabricação de ablativos é a
constante necessidade de otimização em massa dos foguetes de uma forma geral.
Neste aspecto, a redução de peso dos divergentes, por exemplo, tem um duplo efeito
positivo. Além de traduzir-se em ganho na capacidade de carga útil, colabora para o
avanço do centro de gravidade do veículo em direção à coifa, o que é altamente
desejável do ponto de vista de guiamento, pois contribui para o aumento da estabilidade
do foguete [9].
O objetivo deste trabalho visa estudar as propriedades ablativas de
compósitos obtidos pelo processo de bobinagem inclinada (processo desenvolvido no
trabalho) e bobinagem paralela (processo utilizado atualmente), de fitas de fibra de
carbono impregnadas com resina fenólica, utilizando tecnologia de plasma. O processo
8
de bobinagem inclinada por fitas para obtenção de tubeiras de motor foguete é inovativo
e foi desenvolvido visando um melhor desempenho ablativo durante a queima do
propelente e a otimização de sua espessura. Para o processo de bobinagem inclinada
foi necessário determinar parâmetros importantes relacionados, tais como, ângulo de
bobinagem, velocidade de rotação do ferramental, largura e tecelagem da fita [10].
Estes dados foram determinados experimentalmente durante o
desenvolvimento do processo, neste trabalho. Uma hidroclave foi utilizada para o
processo de polimerização (cura) dos compósitos. Este equipamento é único deste
porte na América Latina.
Estudou-se a taxa de erosão das amostras através da variação da sua
massa antes e após o ensaio de ablação por tocha de plasma. Para o estudo do
aspecto morfológico, as amostras foram analisadas, após o ensaio, com um
microscópio de varredura eletrônica (MEV). Um modelamento matemático também foi
utilizado para comparar com os resultados experimentais obtidos.
1.3. SEQUÊNCIA DO TRABALHO
A apresentação deste trabalho divide-se em cinco capítulos onde,
neste primeiro, são apresentadas as considerações gerais de motivação, objetivos e
organização da apresentação. O capítulo 2 traz uma revisão bibliográfica com os
conceitos básicos envolvidos neste trabalho.
No capítulo 3, são descritos os métodos de fabricação, o material
estudado e as técnicas de caracterização empregadas. Os resultados obtidos e a
caracterização dos materiais em estudo são apresentados e discutidos no capítulo 4.
O 5º e último capítulo, apresenta a conclusão e sugestões para
trabalhos futuros.
9
CAPÍTULO 2
2. REVISÃO BIBLIOGRÁFICA
2.1. MATERIAIS COMPÓSITOS PARA USO AEROESPACIAL
A partir da década de 60, os materiais compósitos de alto
desempenho foram introduzidos de maneira definitiva na indústria aeroespacial. O
desenvolvimento de fibras de carbono, boro, quartzo ofereceram ao projetista a
oportunidade de flexibilizar os projetos estruturais, atendendo as necessidades de
desempenho em voo de aeronaves e veículos de reentrada [11]. Em paralelo, os
compósitos carbono/carbono (compósitos de Carbono Reforçados com Fibras de
Carbono- CRFC) e tecidos de fibras de carbono foram desenvolvidos e submetidos a
severas condições térmicas e de erosão, em cones dianteiros de foguetes, em partes
externas de veículos submetidos à reentrada na atmosfera terrestre e em aviões
supersônicos. Os avanços dos compósitos criaram novas oportunidades para estruturas
de alto desempenho e com baixo peso, favorecendo o desenvolvimento de sistemas
estratégicos, como na área de mísseis, foguetes e aeronaves de geometrias complexas
[13]. O Instituto de Aeronáutica e Espaço (IAE), órgão pertencente ao Departamento de
Ciência e Tecnologia Aeroespacial (DCTA), tem como missão realizar pesquisa e
desenvolvimento no campo aeroespacial. Para atender a este fim, o IAE desenvolve
uma série de veículos de sondagem e veículos lançadores, sendo o projeto do Veículo
Lançador de Satélites VLS, mostrado na Figura 4, um dos mais importantes em
andamento exigindo esforços concentrados em diversas áreas do conhecimento [9].
O VLS é um lançador de satélites de quatro estágios, utilizando sete
motores foguete a propelente sólido em todos os estágios como descrito por Isakawitz
[13]. Tem na decolagem o comprimento de 19 m, massa de 50 toneladas, sendo 43
toneladas de propelente sólido (combustível), e empuxo de 1000 kN. O desempenho do
VLS permite a inserção de satélites, com massa entre 100 e 350 kg, em órbitas
circulares de 250 a 1000 km.
10
Figura 4: Configuração do VLS.
11
O primeiro estágio é formado por quatro propulsores do mesmo porte,
denominados S43, fabricados em aço de ultra-alta resistência 300M. Eles são fixados
lateralmente em relação ao corpo central composto pelos segundo, terceiro e quarto
estágios e pela carga útil (satélite). São acionados simultaneamente e após a
combustão os envelopes motores vazios são descartados e o voo continua, com o
acionamento sucessivo dos propulsores dos demais estágios, e as respectivas
separações, logo que o propelente é consumido. Tipicamente, o tempo de combustão
de cada um dos propulsores do primeiro estágio é de 60 segundos. Suas tubeiras são
móveis para permitir o controle de atitude do veículo.
O propulsor do segundo estágio possui as mesmas dimensões do
primeiro estágio, a menos de sua tubeira móvel que é adaptada ao voo em atmosfera
rarefeita que a torna de maiores dimensões. O propulsor do terceiro estágio
denominado S40, é também produzido em aço 300M, mas possui comprimento menor
que dos motores S43. É também equipado com tubeira móvel. O propulsor do quarto
estágio denominado S44 possui sua estrutura em materiais compósitos, utilizando fibra
de aramida, fibra de carbono e resina epóxi e suas interfaces em alumínio. É equipado
com tubeira fixa, sendo responsável pelo incremento de velocidade necessário a
satelização. As principais características do VLS são apresentadas na Tabela 1[14].
A colocação de um satélite em órbita terrestre exige não somente a
velocidade de 27.000 km/h, mas que esta seja orientada paralelamente à superfície
terrestre. Como o VLS é lançado na posição vertical, um conjunto de manobras é
necessário para mudar sua orientação, valendo ressaltar que tais manobras são
realizadas a velocidades acima de 10.000 km/h. Entre a ignição dos propulsores e a
colocação em órbita, decorrem 8 minutos. Alguns minutos antes do lançamento, o VLS
entra em modo automático de funcionamento, ou seja, a partir dali todas as ações são
comandadas pelo computador de bordo, o que inclui a ignição dos quatro propulsores
do primeiro estágio, ignição e separação dos demais estágios, separação da coifa, e
movimentos que permitam correções de trajetória e culminem com a colocação do
satélite na órbita desejada.
12
Tabela 1: Características e parâmetros de desempenho dos propulsores do VLS.
1o ESTÁGIO 2o ESTÁGIO 3o ESTÁGIO 4o ESTÁGIO
Designação do motor S43 S43 S40 S44
Material da estrutura Aço 300M Aço 300M Aço 300M
Aramida/fibra de carbono/ resina epóxi
Comprimento (mm) 6502 6502 4002 1110
Diâmetro (mm) 1007 1007 1007 1009
Massa da estrutura (kg)
603 603 391 115
Massa de propelente (kg)
7180 (cada) 7180 4430 815
Tempo de queima (s) 60 60 58 66
Pressão na câmara (MPa)
5,8 5,8 5,8 4,1
Empuxo no vácuo (kN) 305(cada) 327 202 33
Impulso específico no vácuo (s)
260 271 267 276
Razão de expansão da tubeira
12,9 37,2 26,0 66,2
Diâmetro de saída da
Tubeira (mm) 700 1200 800 602
Na Figura 5 é apresentado o perfil típico do voo do VLS. Podem-se
ver os tempos (T), altitudes (h) e velocidades (V) onde ocorrem os principais eventos de
voo. Por exemplo, a injeção do satélite em órbita da Terra é feita em 540 segundos, ou
seja, cerca de 8 minutos após a decolagem, em uma altitude de 750 km.
13
Figura 5: Perfil típico do voo do VLS.
No instante inicial do lançamento os quatro motores do primeiro
estágio são acionados simultaneamente, gerando um empuxo total de cerca de 1000
kN (100 toneladas) de maneira a permitir a decolagem do veículo, com uma aceleração
aproximada de 20 m/s2, ou seja, 2 vezes a aceleração da gravidade. O passo seguinte
é a ignição do segundo estágio (T = 55 s; H = 21 km; V = 1.405 m/s), antes do fim de
queima do primeiro estágio, de maneira a propiciar o efetivo controle do veículo na fase
entre o final de queima dos quatro motores do primeiro estágio e a separação destes (T
= 70 s; H = 38 km; V = 1.705 m/s). O terceiro estágio é acionado instante após o fim de
queima do segundo estágio e da separação deste (T = 118 s; H = 107 km; V = 2.710
m/s). No início do voo do terceiro estágio ocorre a separação da coifa de proteção do
14
satélite (T = 127 s; H = 222 km; V = 2.890 m/s). A coifa protege o satélite durante a
travessia da atmosfera. Caso ela não fosse utilizada os esforços resultantes do
escoamento aerodinâmico sobre o satélite provocariam danos a este. Acima de 100 km
a atmosfera é muito rarefeita e a coifa não é mais necessária. A separação dela faz
com que a sua massa seja descartada, melhorando o desempenho do lançador [15].
Após o fim de queima do terceiro estágio (T = 180 s; H = 230 km; V =
5.110 m/s), o motor vazio do terceiro estágio e a baía de controle de rolamento são
separados do veículo (T = 185 s; H = 240 km; V = 5.080 m/s). O computador de bordo
começa a realizar os cálculos para determinar a orientação e o instante de ignição do
quarto estágio. Segue-se uma manobra que visa posicionar o conjunto quarto
estágio/satélite na atitude desejada. A essa manobra dá-se o nome de basculamento.
Após a orientação do veículo, este é colocado em rotação pelo sistema impulsor de
rolamento e em seguida é feita a separação da baía de controle, liberando o quarto
estágio para seu acendimento. Depois das manobras de basculamento e indução de
rotação a baia de equipamentos é separada e o propulsor do quarto estágio é acionado
(T = 469 s; H = 720 km; V = 4.240 m/s). A rotação durante o voo do quarto estágio é
importante para que se tenha estabilidade giroscópica. Ao fim da queima do propulsor
dá-se a separação do satélite do quarto estágio e a consequente injeção do satélite em
órbita (T = 540 s; H = 750 km; V = 7.480 m/s) [15].
2.1.1. Aplicações dos compósitos na Indústria Aeroespacial
Após décadas de uso restrito em alguns setores da indústria, como na
área de mísseis, foguetes de aeronaves de geometrias complexas, os compósitos têm
ampliado a sua utilização em diferentes setores da indústria moderna. Apesar da
utilização de estruturas de alto desempenho e com baixo peso nas indústrias
automotiva, esportiva e de construção civil, é na indústria aeroespacial que esses
materiais ganham, continuamente maior importância. A quantidade de componentes
em compósitos inseridos nos aviões modernos, civis e militares tem aumentado a cada
novo projeto. Nesta área, os compósitos reforçados com fibras de carbono, vidro e
15
aramida, em matrizes de resinas termofixas e termoplásticas, têm sido utilizados com
grande sucesso [12]. No setor espacial, os compósitos também ocupam lugar de
particular destaque. Vários componentes para lançadores de satélite mostrados na
Figura 6 vêm sendo desenvolvidos com a utilização dos mesmos, dentre eles podem
ser citados: envelopes-motores, empenas, coifas, estrutura para suporte de satélites,
divergentes, saias e carenagens de proteção. A substituição de envelopes-motores
metálicos por envelopes em compósito bobinado produz de imediato uma economia de
massa da ordem de 40%, podendo atingir ganhos superiores a 50% em alguns casos
[3]. Os compósitos com alta resistência e rigidez específica são chamados de
compósitos estruturais.
Da mesma forma, estruturas cônicas utilizadas para sustentação de
satélites estão sendo desenvolvidas em fibra de carbono/resina epóxi com redução de
peso da ordem de 30%, dependendo do grau de otimização, quando comparadas a
estruturas semelhantes confeccionadas em ligas de alumínio estrutural. Esse ganho em
massa de alguns componentes representa um aumento potencial da carga útil (satélite)
a ser transportado pelo veículo lançador ou, para uma mesma carga útil, um aumento
potencial na altitude de órbita. Aumenta-se, assim, a capacidade de satelização do
veículo lançador [16].
Como mostrado na Figura 7, existem peças do foguete, tais como:
divergentes, proteções térmicas, tubeiras, pontas de coifas, nos quais o requisito
fundamental de projeto deixa de ser a resistência e/ou a rigidez específica, como citado
anteriormente. Nestes casos, o que se requer é a capacidade de suportar, durante certo
intervalo de tempo em operação, condições extremamente severas de temperatura,
associadas à erosão mecânica causada pelo fluxo de gases a altas velocidades (Mach
0,3). Geralmente, as temperaturas a que são expostas tais peças são da ordem de
2000ºC a 3000ºC. Várias limitações são encontradas na aplicação de materiais
comumente utilizados, por isso, um programa de desenvolvimento deve ser realizado
para estabelecer materiais, processos, critérios que forneçam proteções mais leves
dimensionalmente estáveis sob as condições de serviços necessárias.
16
Figura 6: Componentes Fabricados em compósitos do Veículo Lançador de Satélites.
Portanto, torna-se necessária a utilização de mecanismos especiais
para a proteção térmica desses componentes [4].
CALHA FIBRA DE CARBONO/RESINA EPÓXI
COIFA (10 ESTÁGIO)
FIBRA DE VIDRO/RESINA EPÓXI
MOTOR S 44 (40 ESTÁGIO)
FIBRA DE ARAMIDA/RESINA EPÓXI
SAIA TRASEIRA 10 ESTÁGIO
FIBRA DE CARBONO/RESINA EPÓXI
TUBEIRAS 10 E 2
0 ESTÁGIO – C/C
FIBRA DE CARBONO/RESINA FENÓLICA
17
Figura 7: Esquema de uma tubeira em compósito do VLS, carbono/carbono e carbono/fenólica.
18
2.2. SISTEMAS DE PROTEÇÃO TÉRMICA
Existem diversos tipos de Sistemas de Proteção Térmica (TPS -
Thermal protection systems) utilizados no setor aeroespacial [17,18,19]. Todos são
projetados para evitar que o calor cause danos a equipamentos, estruturas ou pessoas.
Porém, o desempenho de cada tipo de sistema TPS depende tanto das condições de
contorno ambientais, intensidade do fluxo térmico, espécies químicas envolvidas,
gradiente de temperatura, como dos requisitos do projeto, capacidade de reutilização,
eficiência e confiabilidade. Portanto, cada caso específico requer determinadas
características especiais para o TPS, desde tubos trocadores de calor utilizados na
refrigeração do divergente de motores a propelentes líquidos, até sofisticados
compósitos refratários, com alta emissividade térmica, que proporcionam “resfriamento
por radiação”, refletindo o fluxo de calor de volta ao espaço, utilizados no ônibus
espacial.
Os sistemas de proteção térmica (Themal Protection Systems – TPS)
podem ser agrupados em quatro tipos básicos, de acordo com o princípio usado para a
absorção/rejeição de calor:
Sorvedouros de calor (Heat sinks)
Sistemas radiantes (radiative systems)
Sistemas ablativos (ablative systems)
Sistemas de transpiração ou resfriamento por filme (transpiration or
film-cooling systems)
O sistema de proteção térmica ablativa tem sido o sistema básico
empregado pelo IAE, e está previsto o seu uso continuado em todos os projetos em
andamento (foguetes de sondagem, VLS, VLM). Em vista disso, este trabalho foi
centrado no estudo do processo ablativo em TPS.
19
2.2.1. Processos de ablação
Ablação é um termo de uso genérico que significa remoção de
material de uma superfície por vaporização, raspagem ou qualquer outro processo
erosivo. Especificamente no setor aeroespacial, refere-se à remoção de material devido
à incidência de intensos fluxos térmicos tais como os que são gerados durante a
reentrada atmosférica de um veículo espacial ou envolvendo a passagem de gases a
altas velocidades e altas temperaturas na tubeira. Tratando-se especificamente de
materiais utilizados para proteção térmica no setor aeroespacial, pode-se definir
ablação como um processo de transferência de calor e massa, simultâneos, balanceado
pelo fluxo de calor incidente bloqueado com o desgaste do material sacrificado [20,21].
O fenômeno da ablação geralmente envolve a sublimação ou fusão do
material da superfície da estrutura, de modo que a energia resultante do aquecimento
seja absorvida eficientemente no calor conduzido. O objetivo da proteção térmica por
ablação é manter a temperatura interna dos veículos espaciais ou da estrutura, abaixo
dos níveis de segurança na fase operacional. O mecanismo de ablação é muito
complexo, dependendo dos materiais e das condições de operação. Em relação às
características dos materiais da proteção térmica ocorrem basicamente três fenômenos:
ablação por sublimação;
ablação por fusão; e
ablação por carbonização.
No processo de ablação por sublimação, o material é
progressivamente consumido quando a sua superfície atinge a temperatura de
sublimação. A proteção térmica da superfície resulta da mudança de fase do material
ablativo (absorção do calor latente de sublimação) e injeção dos gases na camada
limite, o que aumenta a espessura da camada limite, e, consequentemente, eleva o
gradiente de temperatura entre o escoamento e a superfície de proteção térmica,
20
aumentando o bloqueio do fluxo de calor do aquecimento. É o que acontece com
materiais como o Teflon® e o grafite [22].
Na ablação por fusão, a proteção térmica da superfície, assim como
por sublimação, neste caso resulta da mudança de fase do material ablativo. Uma
camada de líquido forma-se, escoando devido ao arrasto do escoamento do ar,
realizando um transporte convectivo de energia. O calor é novamente absorvido na
borda externa da camada de líquido devido a sua vaporização e injeção dos gases na
camada limite. Como exemplo tem-se o quartzo mostrado na Figura 8 [22].
Figura 8: Esquema do mecanismo de ablação de um compósito de resina fenólica reforçada com fibra de quartzo.
As proteções térmicas que sofrem ablação por carbonização são
geralmente constituídas por um material compósito de uma resina fenólica, reforçada
com fibra de carbono. O material inicialmente não decomposto é submetido ao fluxo de
calor do aquecimento aerodinâmico que aumenta sua temperatura até a decomposição,
como mostrado na Figura 9(a). Isto causa a pirólise da resina formando uma camada
carbonizada (mantida aglutinada pelas fibras), que caminha progressivamente para o
interior da proteção. Os gases produzidos pela pirólise atravessam a camada
carbonizada (escoamento em meio poroso), absorvendo energia por calor sensível e
sofrendo craqueamento. Finalmente, são injetados na camada limite, provocando o
21
efeito de bloqueio do fluxo de calor do aquecimento aerodinâmico devido ao
espessamento da camada limite. A camada carbonizada geralmente é composta
principalmente por carbonáceos que suportam altas temperaturas, que resulta em uma
quantidade apreciável de calor rejeitado por radiação, como mostrado na Figura 9 (b)
[22].
(a)
(b)
Figura 9: (a) Corte esquemático de um material sob ablação; (b) Distribuição da temperatura ao longo do corpo.
22
2.2.2. Catalicidade de um material
Os fluxos de calor e valores de temperatura da superfície alcançada
por veículos espaciais durante a fase de reentrada em um planeta vão depender da
emissividade e eficiência catalítica dos materiais de proteção térmica empregados em
sua construção. Para este fim, devem-se obter materiais com elevados valores de
emissividade e baixos valores de eficiência catalítica.
Cataliticidade pode ser definida como a eficiência catalítica
apresentada por um material com relação à recombinação (na superfície) de espécies
atômicas geradas no ambiente devido à reatividade química de valências não saturadas
de átomos na superfície [41].
Um veículo reentrando em um planeta por uma trajetória hipersônica
gera ondas de choque que por sua vez geram espécies excitadas (íons, átomos,
moléculas, elétrons) que se difundem na camada de contorno e reagem com os
materiais que recobrem o veículo. Oxigênio (espécie majoritária) e nitrogênio atômicos,
presentes na fase de reentrada na Terra, podem colidir com a superfície do veículo e
recombinar para formar espécies moleculares voláteis (O2, N2, NO) por reações
exotérmicas as quais tem como efeito produzir um aumento da temperatura na
superfície e destruir a integridade do material.
Assim durante a fase de desenvolvimento de um material de proteção
térmica, a contribuição devido à recombinação de espécies atômicas na superfície deve
ser levada em conta para prever taxas de aquecimento sobre as partes quentes do
veículo. Estas reações de recombinação atômicas são descritas por modelos de
catálise heterogênea e dependem usualmente da estrutura molecular e morfologia da
superfície [41].
23
2.2.3. Materiais ablativos e seu desempenho
Existem diversos tipos de matérias ablativos utilizados em sistemas
de proteção térmica no setor aeroespacial. Cada material apresenta certas vantagens e
desvantagens em função de suas propriedades (massa específica, resistência
mecânica, temperatura de fusão), das condições ambientais a que são submetidos
(fluxo térmico, temperatura, esforço mecânico), e dos requisitos para execução do
projeto (domínio de tecnologia, disponibilidade de obtenção, compatibilidade
eletromagnética). O desempenho de uma estrutura em material ablativo é alcançado de
forma diferente dos materiais resistentes ao calor. Os materiais ablativos dependem da
ocorrência de várias reações endotérmicas que dissipam e bloqueiam grande
quantidade de calor. Em suma, estes materiais devem degradar-se. Já os materiais
isolantes convencionais devem permanecer inalterados fisicamente quando expostos a
altas temperaturas. A eficiência de sistemas está particularmente associada ao
desempenho dos materiais utilizados [22]. Existem quatro classes principais de
materiais utilizados em sistemas de proteção térmica:
a)refratários e cerâmicos;
b)óxidos refratários;
c)termoplásticos; e
d)materiais compósitos.
Na classe dos reflatários e cerâmicos, o material mais significativo é
carbono na forma de grafite comercial (ou pirolíticos). Esse material sofre ablação
devido aos processos de oxidação e de sublimação e são afetados pela transferência
de massa e por reações químicas que ocorrem na superfície [22]. Os materiais
ablativos cerâmicos possuem alta eficiência térmica, mas há dificuldades para se atingir
este limite devido à suscetibilidade à falha por tensões térmicas. Os materiais
cerâmicos porosos têm suas propriedades melhoradas se forem impregnados com
24
polímeros (resinas). Neste caso, ocorre um aumento da resistência mecânica e um
aumento da resistência ao choque térmico, diminuição da condutividade térmica e
permite maiores temperaturas externas, sem exceder a temperatura de fusão ou
decomposição da cerâmica. As cerâmicas mais utilizadas são: sílica, zircônia, alumina,
magnésia, tória, carbeto de silício, dentre outras.
Na classe dos óxidos refratários, tem-se o quartzo na forma
transparente ou opaca. Durante a ablação, o quartzo funde-se na superfície e escoa
devido ao arrasto aerodinâmico e, posteriormente, vaporiza-se de acordo com as
condições de pressão e temperatura do gás e temperatura da camada de quartzo
fundido.
Os termoplásticos constituem importante categoria, dentre os
polímeros em geral, tais como: o Teflon®, nylon, celulose, etc., que são monômeros
químicos que não formam resíduo carbônico sólido em sua degradação térmica. O
desempenho ablativo destes materiais é função principalmente do peso molecular dos
produtos gasosos resultantes da decomposição (efeito da injeção de massa) e da
energia de decomposição, sublimação. A temperatura de mudança de fase é
normalmente inferior a 850 K de tal forma que estes materiais são denominados de
materiais ablativos de “baixa temperatura”.
A temperatura do material durante a ablação também é uma função
da taxa de ablação. A energia do escoamento é absorvida pelo processo de mudança
de fase e pela redução do fluxo de calor imposto pela injeção de massa na camada
limite. Proteções térmicas ablativas com teflon foram utilizadas em vários mísseis
balísticos de reentrada. Devido às altas taxas de consumo da superfície, as proteções
térmicas com Teflon® têm suas formas externas muito alteradas em aplicações com
fluxos de calor de longa duração [22].
Na classe dos compósitos, encontram-se os sistemas de proteção
térmica de maior interesse, que são os materiais compósitos que sofrem carbonização.
Estes podem ser fabricados com resinas por termopolimerização tais como: fenólicas,
25
epóxi e silicones. Estas resinas podem ser utilizadas puras ou com reforços internos de
fibras orgânicas ou refratárias como: vidro, asbesto, grafite ou nylon.
2.2.4. Compósitos
Há cerca de quatro décadas surgiram os compósitos estruturais,
visando atender à demanda por materiais de alto desempenho, criada pelo
desenvolvimento acentuado das indústrias aeronáutica e espacial. Material composto
ou compósito é aquele que é resultado da combinação de dois ou mais materiais
distintos no que diz respeito suas propriedades físicas. O objetivo desse tipo de
combinação heterogênea é a obtenção das características de seus componentes, para
que apresente melhor desempenho estrutural em condições específicas de uso [23].
Estes materiais são geralmente formados pela combinação de polímeros ou metais e
filamentos não metálicos de reforço.
Nos materiais compósitos, os polímeros ou metais formam os
componentes isotrópicos, que habitualmente denominamos de “matriz”, no interior da
qual atuam os filamentos devidamente arranjados.
Os filamentos ou fibras, como são comumente chamados, são
depositados de forma coerente com os esforços resultantes das solicitações externas,
constituindo-se na parte responsável pelo atendimento ao maior componente de
resistência estrutural, sendo denominados de “reforço” da estrutura. A matriz tem, neste
caso, a função principal de fixar o reforço e distribuir os esforços internos de forma
homogênea além de protegê-lo contra a deterioração ambiental.
Os materiais compósitos, de uma forma geral, apresentam como
vantagem a alta resistência específica, decorrente da baixa massa específica dos
componentes usualmente empregados na sua constituição e das amplas possibilidades
de aproveitamento racional de suas propriedades não isotrópicas.
26
As fibras utilizadas como reforço nas estruturas conjugadas
apresentam, quando analisadas isoladamente, excelentes propriedades mecânicas em
tração tais como, tensão de ruptura e módulo de elasticidade, quando comparadas às
dos materiais convencionais na forma não filamentar. Isto ocorre devido às dimensões
reduzidas dos filamentos (diâmetro da ordem de mícron), o que propicia baixa
incidência de defeitos nos arranjos atômicos, notadamente discordâncias para o caso
de filamentos metálicos; que são responsáveis pela diminuição drástica da resistência
encontrada na prática, em nível macroscópico, nos materiais convencionais quando
comparada com a resistência teórica calculada pelas técnicas da Metalurgia Física [21].
As propriedades finais de uma estrutura conjugada são, no entanto,
bem inferiores às propriedades das fibras puras. Isto se deve ao fato de que, por melhor
que seja o processo de fabricação utilizado, sempre haverá deterioração, pela quebra
mecânica, de parte dos filamentos constituintes do reforço. Além disto, é necessário
que se tenha na estrutura certa quantidade mínima de resina (matriz) que garanta
posicionamento e boa distribuição dos esforços para as fibras. Na prática, essa
quantidade varia em torno de 30 a 40% em volume de polímero, podendo chegar a
valores mais elevados, atingindo de 50 a 60%, dependendo do processo e técnica de
fabricação utilizada [3].
Numa estrutura conjugada, quando solicitada, a transferência de
esforços se dá por cisalhamento na interface resina/fibra. A qualidade da adesão
(físico-química) nesta interface não é perfeita e limita a capacidade de carregamento
uniforme das fibras. Como requisito básico de utilização, os materiais a serem
empregados como matrizes de uma forma geral devem ter uma elongação na ruptura
maior que a dos reforços para que não se fraturem antes, durante o carregamento da
estrutura. Esta falha da matriz implicaria num sobrecarregamento localizado das fibras
provocando um colapso estrutural prematuro [21].
27
2.2.4.1. Matrizes
O material aglutinante confere estrutura ao material compósito,
preenchendo os espaços vazios que ficam entre os materiais reforços e mantendo-os
em suas posições relativas. As matrizes podem ser classificadas em poliméricas,
cerâmicas ou metálicas. O foco será dado para as matrizes de resina fenólica que
foram analisadas nesse trabalho [23].
2.2.4.1.1. Resina fenólica
Desde sua obtenção pela primeira vez, em meados de 1900 por Leo
F. Baekeland, as resinas fenólicas desempenham um papel fundamental nos interesses
industriais e comerciais abrangendo, atualmente, uma vasta área de aplicações
[30,33,34]. As resinas fenólicas constituem um importante grupo de polímeros
termorrígidos obtidos a partir da reação de policondensação de fenóis (C6H3OH) e de
aldeídos, tais como do formaldeído (HCHO). Nessa reação de condensação ocorre a
eliminação de água e amônia e, dependendo da quantidade de formaldeído presente,
pode ocorrer a formação de ligações cruzadas de grupamentos metilênicos entre as
cadeias [25,28]. O grupo metilênico pode reagir nas posições orto ou para do anel
aromático, que pode se apresentar com diferentes funcionalidades químicas. Estes
diferentes tipos de reações ocasionados pela variedade de possíveis posições dos
radicais metilênicos, explicam os vários tipos de resinas fenólicas existentes no
mercado. Além disso, estas diferentes posições podem ocasionar produtos com
diferentes graus de ligações cruzadas [25,28,30].
O processo de polimerização das resinas fenólicas pode ocorrer sob
efeito de calor ou catálise, mostrado na Figura 10(a), uma vez que tanto o fenol quanto
o formaldeído são pouco reativos entre si. A catálise, juntamente com a definição da
razão molar, são os parâmetros mais importantes envolvidos neste processo de cura,
sendo esses os passos que irão diferenciar o tipo de resina que será obtida (resol ou
novolaca). Resinas fenólicas podem ser produzidas por processos de um ou dois
estágios [24,27,30,31].
28
(a)
(b)
Figura 10: (a) Diagrama esquemático da síntese e reação de cura de resinas fenólicas do tipo resol e novolaca; (b) Estágios de formação da resina fenólica.
29
No processo em um estágio, o fenol reage com formaldeído em
excesso, até que a razão fenol-formaldeído (P/F) seja menor que um. Para que isso
ocorra, a mistura é aquecida na presença de catalisadores alcalinos, como hidróxido de
sódio ou amônia [31]. Já, no processo de dois estágios, a reação é interrompida logo no
início da reação, de tal forma que o grau de policondensação ocorra até que a resina
alcance os estágios A ou B, mostrado na Figura 10 (b) [27]. A resina de estágio A é um
polímero de baixa massa molar, completamente solúvel em solução alcalina.
A resina de estágio B é um polímero de maior massa molar, com um
pequeno número de ligações cruzadas entre as cadeias, insolúvel em soluções
alcalinas, mas solúveis em solventes orgânicos. Quando resfriadas, as resinas tornam-
se duras e quebradiças e, quando aquecidas, esta característica desaparece.
Quando aquecidas a temperaturas mais elevadas, aumentam o
número de ligações cruzadas formando um sólido rígido, infusível e insolúvel, atingindo
o estágio final de polimerização ou estágio C [31]. Os dois estágios podem ocorrer tanto
em resinas do tipo resol quanto nas do tipo novolaca, porém, para resinas do tipo resol
estes estágios são geralmente denominados como “resitol” [25,35].
Para a resina fenólica do tipo resol não há a necessidade da utilização
de catalisadores químicos para que ocorra a polimerização completa, pois o
aquecimento é suficiente para finalizar a reação de cura desta resina. Porém, para as
do tipo novolaca, além do aquecimento, há a necessidade da utilização de
aproximadamente 9,5% (massa/massa) de hexametilenotetramina (HMTA) como
agente de cura, fornecendo as pontes metilênicas necessárias à polimerização [25,27].
As naturezas químicas do fenol e formaldeído usados, o tipo e a quantidade de
catalisador, o tempo e a temperatura de reação apresentam um papel importante na
definição das características da resina fenólica. Este controle determina a moldabilidade
do produto durante o processamento e a confiabilidade de que após seu
processamento este tenha se convertido em um material duro, não reversível e durável
[30, 35].
30
Devido ao amplo espectro de aplicações, as resinas fenólicas são
produzidas em grande escala e em diferentes estados físicos, tais como em pó ou em
flocos, resina em solução aquosa ou dissolvida em solvente, sendo seu custo
relativamente baixo [30,24,34]. As resinas fenólicas são preferidas em diversas
aplicações abrangendo desde materiais de consumo convencionais (tais como pastilhas
de freio, componentes de sistema de transmissão de carro, compensado naval, peças
elétricas moldadas, laminados para a indústria de móveis, portas, divisórias) até
componentes para a indústria aeroespacial de alta tecnologia [32,34]. Como principais
propriedades que tornam as resinas fenólicas interessantes para as aplicações
anteriores podem ser citadas: boa estabilidade dimensional e térmica, elevada
resistência química e baixa absorção de umidade. As resinas fenólicas são também
resistentes à chama e emitem pouca fumaça quando incineradas, produzindo também
grande quantidade de carbono fixo (~ 50 % em massa) durante a pirólise [29,34].
Entretanto, esta mesma elevada densidade de ligações cruzadas resultante da
polimerização também é responsável pela baixa resistência à fratura, tornando-as muito
frágeis quando comparadas a muitos outros polímeros, o que impede sua aplicação em
determinados casos [29].
2.2.4.2. Reforços
As propriedades da matriz são melhoradas pela incorporação do
reforço. Mas, somente quando as fases constituintes têm propriedades diferentes entre
si e as propriedades resultantes da combinação destes materiais notadamente diferem
dos materiais constituintes é que se pode denominar o resultado obtido como um
compósito. Portanto, as propriedades dos compósitos são função das propriedades das
fases constituintes, das suas quantidades relativas e do aspecto geométrico da fase
dispersa. Em relação ao aspecto geométrico, podemos citar: formato, tamanho,
distribuição e orientação do material que compõe a fase dispersa.
Os reforços para compósitos apresentam-se geralmente na forma de
fibras contínuas, fibras picadas e partículas. As fibras são responsáveis por suportar o
31
carregamento mecânico, entretanto não possuem utilidade estrutural se não forem
aglutinadas por uma matriz [23]. Reforços de fibras de carbono são manufaturados a
partir da pirólise controlada de precursores orgânicos em forma de fibras e são
utilizadas em estruturas de baixo peso e alta resistência. A temperatura do tratamento
térmico final no processo de fabricação de fibras de carbono é entre 1000 e 2000ºC.
Esta temperatura determinará a resistência à tração e o módulo de elasticidade do
material [23].
2.2.4.2.1. Tecidos de pré-formas
As fibras de reforços são trabalhadas com tecnologia de tecelagem
dando origem aos tecidos. Tecidos são produtos obtidos em teares, onde mechas de
filamentos são entrelaçadas perpendicularmente entre si obedecendo a um
determinado padrão. Em um tecido pode-se observar duas direções preferenciais de
orientação das mechas de filamentos (tecido bidirecional). As mechas de filamentos
quando estão orientadas paralelamente ao sentido do comprimento do tecido são
denominadas de urdume. As mechas dispostas em direção transversal ao urdume são
chamadas de trama. Os tecidos bi-direcionais caracterizam-se basicamente por
possuírem 3 padrões de entrelaçamento e são conhecidos por: tecido plano (Plain
weave), tecidos cetim (Satin weave) e tecidos laço diagonal (Twill weave). A
representação desses tecidos é apresentada na Figura 11 [23].
(a) tecido Cetim (b) tecido tipo laço diagonal (c) tecido
Figura 11: Representação dos tecidos bi-direcionais; (a) tecido Cetim (Satin weave); (b) tecido tipo laço diagonal (Twill weave); (c) tecido Plano (Plain weave).
32
Os tecidos Twill são facilmente identificados pelas linhas diagonais
que se formam na sua superfície. São tecidos resistentes e duráveis, mas também são
flexíveis e se moldam bem as superfícies, pois os cabos de filamentos são normalmente
bem empacotados e espaçados. A tela mais simples de um tecido Twill é criada pela
sobrepassagem de dois cabos de trama sobre o urdume que está posicionado um
abaixo e dois acima. Na próxima passagem da lançadeira, a sequência de abertura do
urdume (um abaixo e dois acima) começa um cabo adiante em relação à batida anterior
ao tear. Assim obtém-se um tecido no qual os cabos parecem flutuar em diagonal em
relação à largura do tecido. As linhas criadas por este padrão são chamadas
ondulações. Quando a tela é observada na posição em que foi tecida, essas
ondulações ou linhas diagonais parecem se estender tanto da extremidade inferior
esquerda até a extremidade superior direita, quanto da extremidade inferior direita a
extremidade superior esquerda.
2.2.4.3. Razão dos componentes resina/fibra
As características ablativas de um compósito podem variar
significativamente com mudanças na porcentagem dos componentes individuais do
material. Há uma grande diferença nas propriedades de vários compósitos que usam os
mesmos materiais em diferentes proporções. O efeito do teor de resina sobre as
características ablativas, por exemplo, pode variar bastante, dependendo do tipo de
compósito formado e das condições de exposição.
Um alto teor de resina é geralmente especificado quando se deseja
gerar um grande volume de gás para acomodar o aquecimento convectivo intenso.
Ambientes ablativos envolvendo forças mecânicas de pressão e cisalhamento
acrescentam requisitos estruturais sobre os materiais. Então para se obter melhores
propriedades mecânicas, um teor de reforço relativamente alto deve ser usado (cerca
de 70%). Entretanto um alto teor de reforço pode afetar contrariamente as demais
características do compósito [22]. Geralmente teores de carga superiores a 75% não
são praticáveis por causa das dificuldades de fabricação.
33
Como a razão ótima dos componentes não podem ser determinadas a
priori é necessário se fazer uma investigação sistemática das variáveis dos materiais.
Um dos parâmetros do material é variado e o efeito direto é determinado sob condições
de testes constantes.
2.2.4.4. Orientação do reforço
As propriedades mecânicas de qualquer compósito reforçado com
fibra são geralmente determinadas pelas propriedades da fibra. Considerando que esta
é muito mais forte que a resina, a resistência do compósito deve ser mais baixa que a
das fibras individuais.
Quando as estruturas requerem resistência em mais de uma direção,
as fibras devem ser dispostas nas direções requeridas e no mesmo plano. As
propriedades mecânicas de um material serão então controladas principalmente pela
quantidade de fibras dispostas nas direções desejadas.
A orientação da fibra tem um comportamento importante sobre o
desempenho do material ablativo [36, 37]. Indiferente a que tipo de reforço é usado,
uma orientação adequada deste material produz efeitos sobre a resistência da camada
de resíduo, sobre a delaminação que ocorre na superfície do material e sobre a
velocidade de erosão da estrutura do compósito.
Três orientações podem ser avaliadas: fibras paralelas a corrente de
gás, fibras perpendiculares a corrente de gás e orientação aleatória.
Se as fibras são orientadas paralelamente a corrente de gás, são
produzidas altas resistências mecânicas no plano de orientação do reforço e uma
condução de calor interna mínima também é obtida porque a transferência de calor
ocorre quase completamente através da resina e com o empacotamento rigoroso das
fibras, isso se torna mais difícil.
34
Entretanto, existem duas limitações básicas para essa orientação:
devido a degradação das ligações interlaminares da resina a estrutura fica
enfraquecida e sujeita a falhas mecânica por delaminação, o que ocasiona o
desprendimento das camadas de reforço expostas por pressão ou forças de
cisalhamento da corrente de gás antes do completo aproveitamento das propriedades
do material [36]. O efeito resultante é uma ablação alta e não uniforme.
a tendência a erosão mecânica é aumentada pelos gases formados no
substrato do material que ficam presos pelas fibras rigorosamente empacotadas e
aumentam a pressão até formar uma fissura no material [36] .
Fibras orientadas perpendicularmente a direção do fluxo oferecem
maior resistência ao reforço cortante do gás e minimizam a erosão mecânica da
superfície reduzindo a velocidade ablativa e maximizando o valor do calor de ablação
em relação às fibras orientadas em outras direções. Isso porque o maior comprimento
da fibra continua sustentado pela resina fenólica, já que ela não é tão facilmente
removida pela corrente de gás a alta velocidade, fazendo com que o material possua
maior resistência a erosão mecânica. Essa resistência a erosão é diminuída
regularmente à medida que as fibras se aproximam da orientação paralela. A orientação
perpendicular do reforço também permite que os produtos gasosos de decomposição
escapem mais facilmente sem destruir a integridade da estrutura. Existem também
limitações básicas para esse tipo de orientação. As propriedades mecânicas são
relativamente baixas no plano perpendicular as fibras, isto leva a ocasional remoção de
material e falhas por tensão, durante a ablação. Com fibras orientadas dessa forma a
velocidade de transferência de calor do substrato do material pode ser apreciavelmente
mais alta porque elas fornecem uma linha de condução direta para o interior,
aumentando a espessura necessária para o material produzir a isolação desejada [37].
Em geral, a orientação preferida da fibra de reforço é aquela na qual o
ângulo de orientação é variado até 90°C em relação ao fluxo de gás. Esse arranjo
aleatório do reforço produz um balanço intermediário das propriedades e características
35
ablativas. Quando as fibras são orientadas desse modo, a resistência a erosão
aumenta, as tensões mecânicas sobre as fibras são reduzidas e há menos
transferência de calor através da estrutura, o que leva a uma melhor proteção. Custos
mais elevados e tempos de fabricação mais longos tendem a reduzir a atratividade
desse tipo de orientação [37].
2.2.4.5. Reforços pré-impregnados para compósitos
Os reforços pré-impregnados com resina fenólica que são utilizados
para fabricação de compósitos, são conhecidos como “prepregs”. Resultam da
combinação de tecidos ou fibras de reforço, com resinas poliméricas parcialmente
curadas e prontas para moldagem. Surgiram em 1947, sendo comercializados a partir
de 1948, sendo um importante fator para o crescimento da produção e uso de plásticos
reforçados. Os “prepregs” têm a vantagem de possuir relações definidas e controladas
entre as quantidades de resina e reforço, bem como de escoamento e velocidade de
cura. São produzidos pela impregnação de tecidos, não tecidos, mantas e filamentos
contínuos de fibras de reforço com resinas sintéticas em condições controladas (estágio
A). No estágio A, a resina é totalmente solúvel em solventes orgânicos e também é
fusível. Durante a impregnação, normalmente por aquecimento, ocorre uma
polimerização parcial da resina (estágio B). Nesse estágio, diminui a solubilidade e a
fusibilidade da resina [30].
O material então é bobinado ou cortado em placas, tiras ou pequenos
pedaços que são devidamente acondicionados para uso posterior. Deve-se salientar
que pré-impregnação não pode ser confundida com pré-saturação que consiste
simplesmente em "molhar" com a resina o substrato (reforço) antes do uso. Como os
pré-impregnados contêm resina que foi parcialmente curada, podem ser armazenados
sob condições controladas, por longos períodos de tempo, permanecendo estáveis e
com todas as propriedades necessárias para uma perfeita moldagem. A fabricação de
peças é realizada por compactação dos “prepregs” num molde com prensa hidráulica,
hidroclave ou autoclave. Por aquecimento, completa-se a cura da resina e se obtém a
36
conformação da peça (estágio C) [31]. Dentre as muitas vantagens que os “prepregs”
oferecem para produção de peças em compósito polimérico destacam-se [38]:
São materiais pré-formulados que eliminam os problemas de formulação
química na produção.
Devido à uniformidade da impregnação, a qualidade das peças produzidas
torna-se muito reprodutível.
Podem ser produzidos com concentrações de resina entre 15% e 85%,
permitindo controle da relação resina/reforço e aprimoramento das propriedades
resultantes.
Possibilitam o projeto e obtenção de peças com perfis irregulares, diversas
espessuras de parede e recortes devido a simplicidade de manuseio. A adesividade dos
“prepregs” facilita a montagem das camadas e o carregamento dos moldes.
Podem ser cortados nas dimensões exatas da utilização, reduzindo o
desperdício de material, formação de rebarbas e a necessidade de itens em estoque.
Devido ao conjunto de características favoráveis apresentadas, os
“prepregs” estão sendo cada vez mais utilizados para fabricação de componentes, em
especial, destaca-se na sua aplicação para desenvolvimento de compósitos
termoestruturais, que atualmente estão sendo aplicados em projetos do setor
aeroespacial desenvolvidos no IAE.
2.2.5. Propriedades térmicas dos compósitos
Por “propriedades térmicas” subentende-se a resposta de um material
à aplicação de calor. Estas propriedades são muito importantes nos projetos de
sistemas termoestruturais sujeitos a altas cargas térmicas, como os sistemas de
proteção térmica utilizada no setor aeroespacial, que envolvem, por exemplo, cargas
térmicas da ordem de 2 MW/m2, que necessitam ser transportadas ou dissipadas em
curtos espaços de tempo (~120 s). Nos compósitos termoestruturais, em particular nos
compósitos de resina fenólica reforçados com fibras, as propriedades térmicas são, de
37
maneira similar às propriedades mecânicas, fortemente dependentes dos parâmetros
de fabricação, tais como: direção preferencial de orientação das fibras, tipo de fibras de
reforço utilizadas, porcentagem entre reforço e matriz, temperatura de tratamento
térmico final do compósito, sendo possível fazer uma vasta gama de manipulação e
controle destes parâmetros, para obter compósitos com propriedades térmicas
adequadas a certas aplicações termoestruturais específicas.
As propriedades térmicas de maior interesse para aplicação em
projetos termoestrutrais geralmente são: taxa de ablação, calor de ablação,
condutividade e difusividade térmica, calor específico, coeficiente de expansão térmica
e resistência ao choque térmico [17,18].
2.2.5.1. Taxa de ablação
A taxa de ablação é mais comumente representada pela velocidade
linear de regressão da superfície em “decomposição” (expresso em mm/s), que por sua
vez, depende do tipo de material, das condições de contorno (meio) e da técnica
(processo) de fabricação utilizado. Outra forma de expressar a taxa de ablação é
através da razão de perda de massa do material (expresso em kg/s), ou ainda
considerando-se a área exposta ao fluxo de calor como um todo (kg/s.m2 ).
Para materiais compósitos confeccionados a partir da mesma matéria-
prima (resina e fibra), a velocidade de ablação pode variar com a massa específica final
do compósito, quantidade e orientação do reforço além do fluxo de calor incidente e da
composição química dos gases de exaustão do propelente. Daí a dificuldade de se
antever, através de ensaios em corpos de prova elementares, o desempenho ablativo
que um material compósito terá quando submetido às condições reais de trabalho [40].
2.2.5.2. Calor de ablação
O calor de ablação (Q) é a grandeza física mais comumente utilizada
para avaliação do desempenho de um material ablativo. É definido, segundo a norma
38
ASTM 458 [39], como sendo a propriedade que indica a habilidade de um material
prover proteção térmica quando usado como material de sacrifício num dispositivo de
proteção. Essa propriedade é uma função do material e das condições de contorno às
quais ele está submetido. Em geral é definido como a quantidade de calor incidente
dissipado pelo material ablativo (q) por unidade de massa removida (m):
Q [KJ/Kg] = q [KW/m2] / m [Kg/ m2. s] (2.1)
2.2.5.3. Condutividade térmica
Condutividade térmica é a propriedade que caracteriza o fenômeno da
condução térmica num material, segundo o qual, o calor é transferido das regiões com
temperaturas mais altas para as regiões de temperaturas mais baixas. Sendo uma
propriedade crítica em aplicações do setor aeroespacial, onde é imprescindível
minimizar massa e volume [17,18].
A equação básica da condutividade térmica, k, é definida pela Lei de Fourier:
dQ dt qdx
kA dT dx dT
(2.2)
onde: q é a taxa de transferência de calor dQ/dt por unidade de área
A, devido ao gradiente de temperatura através do meio de condução dT/dx.
A condutividade térmica dos compósitos varia conforme os materiais
com os quais são fabricados, em função do tipo de fibra e matriz utilizada e também
considerando a direção de medição (ao longo ou perpendicular ao eixo preferencial de
alinhamento das fibras). Nos compósitos de carbono-carbono, por exemplo, a
condutividade na direção perpendicular às fibras pode ser bastante reduzida (< 10
W/mK), enquanto na direção paralela às fibras a condutividade térmica geralmente é
mais alta (> 50 W/mK) [17]. Para os compósitos de resina fenólica reforçados com
fibras de sílica, também a variação em função da orientação geométrica das fibras,
39
porém é bem menor, pois ocorre a condutividade da sílica é da ordem de 1,4 W/m.K, e
da resina fenólica, da ordem de 0,15 W/m.K [17-18].
Outro fator que influencia muito a condutividade térmica é a
porosidade do material, pois a transferência de calor através dos poros normalmente é
lenta e ineficiente. Poros internos normalmente contêm ar estagnado, com baixa
condutividade térmica (0,02 W/mK).
2.2.5.4. Difusividade térmica
A difusividade térmica é uma propriedade que relaciona a
condutividade térmica com a massa específica e o calor específico do material [17-18],
sendo expressa por:
T
p
kD
c (2.3)
onde: k é a condutividade térmica, ρ é a massa específica, cp é o calor
específico.
Se durante o curso de operação de um componente a temperatura
não é constante, a taxa de mudança dessa temperatura, com o tempo, depende da
difusividade térmica. O escoamento de calor em regime transitório é descrito pela
seguinte equação diferencial:
2
2T
T TD
t x
T
p
kD
c
2
2T
T TD
t x
(2.4)
onde: T t relaciona-se a variação temporal e 2 2T x com a
variação espacial.
40
2.2.5.5. Capacidade calorífica
A capacidade calorífica é a propriedade que representa a quantidade
de energia absorvida (dQ) para produzir um aumento unitário de temperatura (dT),
havendo duas formas de medir esta propriedade, de acordo com as condições
ambientes que acompanham a transferência de calor [17,18]. A primeira é a capacidade
calorífica enquanto se mantém constante o volume da mostra (Cv), e a outra é para uma
condição onde existe uma pressão externa constante (Cp).
dQ
CdT
(2.5)
2.2.5.6. Calor específico
O calor específico (c) é uma representação alternativa da capacidade
calorífica, utilizado a representação em termos de unidade de massa (J/kg.K) ao invés
de ser especificada por mol do material (J/mol.K).
Qc
m T
(2.6)
O calor específico é uma propriedade importante para determinar a
escolha de materiais considerados reservatórios de calor (heat sinks), que são materiais
capazes de resistir à absorção de calor em grande quantidade, num curto espaço de
tempo, sem perda significativa de propriedades estruturais [17-18].
2.2.5.7. Expansão térmica
A maioria dos sólidos expande sob aquecimento, na ausência de
transformações de fase. Numa perspectiva atômica, a expansão térmica é refletida por
um aumento na distância média entre os átomos, que se deve à curvatura assimétrica
do poço de energia potencial de energias vibracionais. Quanto maior é a energia de
ligação atômica, mais profundo e estreito é o poço de energia e menor o aumento na
41
separação atômica [17-18]. A variação no comprimento do material (∆l) resultante da
mudança de temperatura (∆T) pode ser expressa como:
l
o
lT
l
(2.7)
onde α é o coeficiente de expansão térmica linear e lo o comprimento
inicial.
2.2.5.8. Tensões térmicas
Quando a temperatura de um corpo muda, suas dimensões originais
também sofrem variações. Durante o aquecimento de compósitos poliméricos podem
ocorrer dois eventos significativos com relação à expansão térmica, à expansão das
fibras e ao encolhimento da matriz, levando ao aparecimento de tensões térmicas [17-
18].
As tensões térmicas podem causar significativos carregamentos
estruturais, ocasionando uma fratura ou deformação plástica indesejável. No projeto de
estruturas é necessário considerar as mudanças dimensionais para prevenir tensões e
deformações excessivas. O choque térmico consiste na fratura de um corpo como
resultado das tensões termicamente induzidas por rápidas variações de temperatura
[17-18].
2.2.5.9. Resistência ao choque térmico
A resistência ao choque térmico (RCT) não é uma medida absoluta e
sim um índice que é representado pela equação:
f
l
kRCT
E
(2.8)
onde: ζ é a resistência à tração (MPa), k é a condutividade térmica
(W/m.K), α o coeficiente de expansão térmica, E é o módulo de elasticidade (GPa).
42
As teorias de resistência ao choque térmico estão longe de poder
prever quantitativamente o comportamento de materiais de aplicação termoestrutural,
com uma série de restrições e simplificações que limitam sua utilização como medida
absoluta, sendo apenas um parâmetro comparativo [17-18]. Os materiais utilizados na
manufatura de gargantas devem possuir resistência suficiente para suportar cargas
térmicas e mecânicas durante a etapa de lançamento. As principais propriedades que
podem ser consideradas são: baixo coeficiente de expansão térmica, baixa
condutividade e difusividade térmica e alto índice de resistência ao choque térmico.
2.3. PROCESSO DE FABRICAÇÃO E CARACTERIZAÇÃO DO MATERIAL
2.3.1. Processos de fabricação de materiais compósitos
Várias são as técnicas de fabricação utilizadas, atualmente, para a
confecção de estruturas em materiais compósitos à base de reforços orgânicos e/ou
inorgânicos em matriz de resina termorrígida. Estas técnicas vão desde a laminação
manual simples, até a utilização de moldes complexos, obtidos a partir de usinagem por
Máquina de Comando Numérico, sobre os quais são cuidadosamente alinhadas as
diversas camadas de reforço pré-impregnado. A opção por uma ou outra técnica de
fabricação depende, dentre outros, dos requisitos de qualidade e de desempenho final
da estrutura concebida, da quantidade de unidades pretendida e das disponibilidades
de equipamentos e matérias-primas.
As principais técnicas de fabricação de compósitos são: moldagem
manual (hand lay-up), moldagem a vácuo (vacuum molding), moldagem em molde
fechado (resin transfer molding), bobinagem de filamentos (Filament Winding),
bobinagem de fita (tape wrapping) [8]. Qualquer que seja a técnica selecionada, no
entanto, pode-se dizer que o material passará por algumas etapas fundamentais de
fabricação comuns a todas elas, a saber: impregnação, laminação, polimerização e
desmoldagem [8,16].
43
2.3.2. Processos para fabricação de divergentes e materiais ablativos
Para que os requisitos de desempenho das estruturas em materiais
compósitos ablativos possam ser obtidos, como o alto calor de ablação e a baixa
condutividade térmica, alguns itens de processamento devem ser considerados. A
matéria-prima escolhida como reforço da estrutura deverá ter, além de um alto ponto e
calor latente de fusão, uma condutividade térmica tão baixa quanto possível. Isto faz
com que os materiais inorgânicos com altos teores de dióxido de silício em sua
composição, tais como o vidro (56% de SiO2), o amianto (65% de SiO2), fibras com alto
teor de silício – “hi-silica fibers” (95% de SiO2) e o quartzo (99,99% da SiO2),
tipicamente maus condutores de calor, sejam indicados [8].
Outro material que ganhou importância no desenvolvimento de
compósitos ablativos foi a fibra de carbono. Embora o carbono apresente uma
condutividade térmica maior que a dos filamentos inorgânicos à base de dióxido de
silício, ele apresenta alta estabilidade física a temperaturas elevadas, reduzindo o
desgaste ablativo durante a operação, ou seja, mantendo, neste aspecto, melhores
desempenhos devido à boa preservação da geometria dos divergentes e tubeiras, por
exemplo.
Por outro lado, a matéria-prima selecionada como matriz (resina) da
estrutura deverá apresentar, tanto quanto possível, um alto teor de carbono fixo ou
carbono pirolítico, associado à boa resistência à temperatura. Isto faz das resinas
fenólicas puras ou fenólicas modificadas, através de aditivos químicos ou mesmo
cargas sólidas, a categoria de materiais que apresenta um dos mais altos potenciais de
utilização na construção de componentes ablativos.
Entretanto, ao lado da escolha das matérias-primas mais indicadas
em cada caso, as propriedades finais da estrutura são fortemente influenciadas pelo
processo de fabricação utilizado. Estes processos visam, de forma geral, conseguir
materiais com um alto grau de compactação e um teor de resina na estrutura final
controlado dentro de certos limites.
44
Os processos de fabricação de materiais compósitos ablativos mais
utilizados encontram-se descritos a seguir [8].
2.3.2.1. Processo de fabricação por prensagem
Consiste, basicamente, na colocação do reforço impregnado com
resina fenólica num molde que é levado a uma prensa para compactação final e
fechamento. Posteriormente, numa estufa procede-se ao ciclo de polimerização (cura)
da resina. A principal desvantagem desse processo de fabricação é a falta de controle
da pressão efetivamente exercida sobre o material durante o ciclo de cura, uma vez
que, após o travamento dos moldes, não existe liberdade para deslocamento relativo
entre as partes não havendo assim compensação da dilatação térmica oriunda do
gradiente de temperatura. Eventuais contrações volumétricas do material em processo
de polimerização também não podem ser compensadas neste método.
Uma forma de se contornar este problema é utilizar prensas dotadas
de sistema de aquecimento, possibilitando a execução simultânea dos ciclos de
pressão e temperatura exigidos. Desta forma, procura-se manter um controle da
pressão que está sendo aplicada sobre a peça durante o ciclo de polimerização.
Uma das vantagens desta técnica é a produção em série de peças. A
maior desvantagem é que, devido às altas pressões exercidas durante a polimerização,
o porte destas prensas torna-se demasiadamente grande quando se quer produzir
peças maiores. Desta forma, a utilização da prensagem como método de fabricação
de estruturas em material compósito ablativo fica muito limitado a peças de pequeno
porte e geometria simples (por exemplo, placas planas) [8].
O tipo e forma da matéria-prima a ser colocada nos moldes para
prensagem variam com os requisitos de operação de cada peça. Assim sendo,
algumas proteções térmicas internas e mesmo pequenos divergentes podem ser
confeccionados por esta técnica, partindo-se, por exemplo, de uma massa constituída
de fibras picadas de vidro, quartzo ou carbono pré-impregnadas com resina fenólica [6].
45
As estruturas obtidas através da prensagem de reforço picado apresentam qualidade
estrutural e desempenho em ablação deficiente quando comparadas às estruturas
ablativas obtidas com a utilização de reforço contínuo [6]. Mesmo assim, os
componentes obtidos encontram aplicações específicas onde as propriedades quase
isotrópicas do material prensado são de alguma utilidade prática.
A qualidade estrutural e o desempenho ablativo, podem ser
fortemente melhorados pela utilização de reforços contínuos, na forma de tecidos à
base de fibras de vidro, quartzo e carbono. Neste caso, as várias camadas de reforço
pré-impregnado com resina fenólica podem ser arranjados de forma tal que proporcione
melhoria de desempenho estrutural e ablativo da peça. Algumas peças de aplicação
aeroespacial como Proteções Térmicas Rígidas internas para motores de foguete a
propelente sólido e pontas de ogivas para foguetes de médio porte são,
frequentemente, fabricadas pelo método de prensagem de reforço contínuo.
2.3.2.2. Processo de fabricação por bobinagem de fitas
Este é o processo mais adequado dentre os adotados para a
fabricação de componentes para tubeiras e divergentes de alta qualidade estrutural e
desempenho ablativo [8]. Por este processo são fabricados, por exemplo, partes de
mísseis táticos como: Pershing, Crusie, Delta, Atlas, Pegasus, dentre outros, e de
lançadores, como o norte-americano Scout. Tendo em vista o caráter estratégico dos
materiais compósitos ablativos, notadamente pelas suas aplicações militares,
informações detalhadas referentes às técnicas, processos de fabricação e
equipamentos aplicáveis não são amplamente divulgadas pelos países que detêm esta
tecnologia [3]. Sendo assim, ao descrever o processo de bobinagem de fitas nesta
seção, já se estará esboçando aquilo que se pretende propor para o desenvolvimento
de processos a fim de viabilizar a fabricação no Brasil de divergentes e componentes de
tubeiras para veículos lançadores de satélites do porte do VLS. O processo de
bobinagem com fita tecida (“Tape Wrapping”) consiste basicamente no seu enrolamento
46
sobre um mandril de aço. Estas fitas são obtidas através do corte de tecidos à base de
fibras de vidro, quartzo ou carbono, pré-impregnados com resina fenólica [8].
Os equipamentos para bobinagem são dotados de um rolete
compactador, com atuação pneumática, que comprime a fita pré-impregnada na medida
em que esta vai sendo depositada sobre o mandril. Imediatamente antes de atingir o
ponto de contato mandril/rolete, onde se dá a compressão, a fita é aquecida à
temperatura de 80°C para que a resina se torne mais fluida e o “prepreg” mais
maleável. Logo após a compactação, já como parte integrante da peça que está sendo
bobinada, a fita é resfriada rapidamente através de um jato de ar frio ou nitrogênio
líquido. Este procedimento é feito para minimizar o efeito de “spring-back” do material
comprimido, através da retirada de calor da peça e, consequentemente, redução da
fluidez da resina. O resfriamento rápido torna mais eficiente a ação do rolete
compressor favorecendo a densificação da peça [8].
A ilustração da Figura 12 mostra uma vista geral de um equipamento
de “Tape Wrapping” do DCTA-IAE.
Figura 12: Equipamento de bobinagem de fitas (“TAPE WRAPPING”) do DCTA-IAE.
47
A Figura 13 mostra, em linhas gerais, o esquema operacional deste
tipo de equipamento com os respectivos eixos comandados [36].
Figura 13: Esquema operacional de um equipamento de bobinagem de fitas [23].
A força exercida pelo rolete compressor deverá gerar uma pressão de
contato elevada (entre 8,0MPa e 10,0MPa), o que faz com que estes esforços tornem-
se altos (entre 5.000N e 10.000N), dependendo da largura das fitas utilizadas como
mostra a Figura 14. Isto faz dos equipamentos para bobinagem de fitas, máquinas
inerentemente robustas do ponto de vista construtivo.
Figura 14: Equipamento de bobinagem de fitas (“TAPE WRAPPING”), detalhe do dispositivo de deposição da fita.
48
Quanto à direção de deposição das fitas sobre o mandril, esta técnica
de bobinagem pode ser dividida em: bobinagem paralela e bobinagem inclinada.
a-) BOBINAGEM PARALELA (Parallel Wrapping):
Consiste na deposição das fitas na direção paralela ao eixo principal
do mandril de bobinagem. Nesta técnica, as fitas utilizadas possuem normalmente as
fibras orientadas a 0º e 90º, de forma balanceada, isto é, com igual quantidade de
filamentos por unidade de comprimento nas direções do urdume (direção longitudinal do
tecido) e da trama (direção transversal do tecido), em relação às direções principais da
mesma [8]. Não existe um padrão de tecelagem preferencial para as fitas a serem
bobinadas de forma paralela. As Figuras 15 e 16 apresentam uma vista em planta do
sistema de deposição por bobinagem paralela, mostrando o movimento dos principais
eixos do equipamento em operação respectivamente sobre um mandril em forma de
tronco de cone reto e parabólico (bell-shapped).
Figura 15: Bobinagem paralela sobre mandril cônico.
49
Figura 16: Bobinagem paralela sobre mandril “BELL SHAPPED”.
b-) BOBINAGEM INCLINADA (Biased Wrapping)
Consiste na deposição das fitas numa direção inclinada de um ângulo
() em relação ao eixo principal do mandril de bobinagem como mostrado nas Figuras
17 e 18 [8]. Comparativamente à bobinagem paralela, esta técnica apresenta maiores
dificuldades durante o processamento. A maioria dos problemas tecnológicos deste tipo
de processo advém do fato de uma única fita, num dado ponto, ter que percorrer
perímetros diferentes ao longo da largura, conforme fica evidenciado na Figura 17.
Para que isto seja possível, as fitas a serem utilizadas deverão
permitir certo deslocamento relativo entre as diversas fibras que a constituem. Diz-se
que a fita tem capacidade de “trabalhar” quando solicitada em cisalhamento no plano 1-
2, de modo a acomodar-se sobre uma superfície curva. As fibras, neste caso, deverão
ser orientadas a 45º em relação às direções principais da mesma e, como no caso
anterior, estas fibras deverão ser distribuídas de forma balanceada nas direções da
trama (direção 2) e urdume (direção 1).
50
Figura 17: Bobinagem inclinada sobre mandril cônico.
Figura 18: Bobinagem inclinada sobre mandril “BELL SHAPPED”.
51
A capacidade das fitas se deformarem, necessária à bobinagem
inclinada, exige que estas sejam tecidas segundo um padrão específico conhecido nos
meios técnicos e comerciais da área como padrão tipo nHS (Harness Satin). O termo
equivalente encontrado em português para este padrão de tecelagem é sarja. A Figura
19(b) ilustra este padrão de tecelagem em contraposição a outro padrão (não nHS) da
Figura 19(a). Como se pode notar, a diferença básica está na sequencia de
enlaçamentos. Como resultado final, os tecidos que utilizam o padrão nHS apresentam
maior trabalhabilidade (menor rigidez), isto é, deformam-se mais facilmente quando
solicitados em cisalhamento, no plano 1-2 , que é o que se deseja na prática.
a)Tecelagem segundo padrão 0/90º - “Plain”
b)Tecelagem segundo padrão nHS
Figura 19: Padrões de tecelagem mais usuais dos tecidos utilizados na confecção de divergentes.
52
Mesmo atendendo aos requisitos apresentados, as fitas não podem
deformar-se indefinidamente, existindo um limite. Este limite apresenta-se como função
do ângulo de inclinação () pretendido, da largura da fita e, consequentemente, da
relação entre os diâmetros interno e externo a serem envoltos com a mesma. Na
referência [8], este limite é apresentado na forma da seguinte relação empírica:
51
.2
1 senD
DsenCWC , (2.9)
Onde CWC (Critical Warpnes Condition) define-se como o limite acima
do qual a bobinagem inclinada (Biased Wrapping) torna-se impraticável independente
do padrão de tecelagem da fita utilizada, sendo D1 e D2 , respectivamente, os diâmetros
da parte interna e externa da fita inclinada e β o ângulo entre o plano da fita e o eixo do
mandril.
Tanto a bobinagem com fita tipo paralela, quanto à inclinada,
apresentam vantagens e desvantagens. As vantagens da bobinagem paralela sobre a
inclinada, no que se refere ao processo de fabricação em si, ficam evidentes nos
parágrafos anteriores. As vantagens da bobinagem inclinada estão relacionadas ao
desempenho em ablação da estrutura assim construída.
Ambas as técnicas são passíveis de utilização, desde que o
equipamento assim o permita, em processos de bobinagem sobre superfícies retas
(troncos de cone) ou curvas (divergentes do tipo “Bell Shape”).
Desta forma, mesmo os divergentes com perfis internos especiais
podem ser produzidos diretamente sobre mandris cujos contornos externos
correspondem fielmente aos internos dos componentes projetados, sem que haja
necessidade de usinagem posterior do perfil interno, o que é altamente
desaconselhável [8, 10].
53
2.3.2.3. Processo de polimerização
Na seção anterior, descreveu-se a técnica de produção de
divergentes e proteções térmicas ablativas através da bobinagem de fitas como sendo a
mais indicada para o desenvolvimento destas estruturas. Todavia, para que níveis
ótimos de qualidade e desempenho ablativo sejam atingidos é necessário que a
polimerização dos componentes seja realizada sob alta pressão.
Os equipamentos normalmente utilizados para a polimerização de
materiais compósitos estruturais são autoclaves industriais e, que de forma simplificada,
pode-se dizer que consistem de uma câmara com temperatura e pressão controladas.
O meio pressurizante é normalmente um gás inerte como o nitrogênio nos
equipamentos modernos amplamente utilizados na indústria aeronáutica, podendo,
ainda, ser utilizado o próprio ar, no caso de sistemas mais antigos, ou mesmo o vapor
d‟água superaquecido, utilizado nas autoclaves das indústrias de borracha e para fins
hospitalares (esterilização). O aquecimento é feito através de caldeiras e trocadores de
calor tubulares, ou através de sistema elétrico por resistências. As autoclaves, de uma
forma geral, operam numa faixa de temperaturas entre 25ºC e 200ºC e numa faixa de
pressão relativa entre 0,1 e 1,5 MPa. Já para a polimerização de compósitos ablativos
de alto desempenho, como os propostos, para a estrutura dos divergentes e
componentes de tubeiras, é fortemente recomendável que sejam utilizados
equipamentos mais especializados, denominados hidroclaves [8].
De forma geral, as hidroclaves são funcionalmente semelhantes às
autoclaves, porém utilizam como meio pressurizante a água no seu estado líquido. A
utilização de água como meio pressurizante é feito por razões de segurança e também
pelo fato da alta compressibilidade dos fluidos gasosos produzirem uma queda no
rendimento de compressão quando se pretende elevar grandes volumes a altas
pressões. O aquecimento é normalmente feito de forma similar às autoclaves.
A diferença fundamental entre as autoclaves e hidroclaves está,
entretanto, no fato destas últimas possuírem uma pressão máxima de operação bem
54
mais elevada. A faixa de operação situa-se normalmente entre 0,1 e 10,0 MPa e 25ºC
e 200ºC [3]. As hidroclaves utilizadas para produção de estruturas ablativas são
dotadas de sistema de aplicação de vácuo para drenagem dos gases gerados durante a
polimerização das resinas e permitir a saída do excesso desta. A Figura 20 mostra o
esquema básico de operação de uma hidroclave, mais adiante se encontram algumas
características técnicas específicas deste tipo de equipamento.
Recentemente, alguns processos especiais ligados à área dos
materiais compósitos, como materiais Carbono-Carbono, por exemplo, exigem o
desenvolvimento de câmaras de processamento que operem a altíssimas pressões.
Tais equipamentos têm sido chamados de hiperclaves, oferecem pressões da ordem de
100,0 MPa e utilizam como meio pressurizante a própria água ou nitrogênio, porém
com volumes úteis da câmara bem menores quando comparados aos das hidroclaves
[38].
ENTRADA DE ÁGUA SOB PRESSÃO
Figura 20: Esquema básico de operação de uma hidroclave.
55
2.3.2. Avaliação das propriedades ablativas por tochas de plasma
2.3.2.1. Tochas de plasma
A partir da metade do século XX, com a “corrida espacial”, houve
grande demanda de novas tecnologias, para a simulação do voo supersônico e da
reentrada atmosférica de naves espaciais. Sendo necessário reproduzir enormes fluxos
de gases, com altíssima velocidade e temperatura, para simular a “barreira térmica”, ou
seja, a formação de plasma em torno de objetos que se deslocam com velocidade
hipersônica na atmosfera. Porém, os métodos até então tradicionalmente utilizados,
para aquecer os gases, através da energia térmica liberada na combustão ou através
do efeito Joule, devido à corrente elétrica num resistor, mostraram-se insuficientes para
reproduzir as condições aerotermodinâmicas necessárias para realização destes
ensaios em regime permanente [19].
Foram então desenvolvidas as chamadas tochas de plasma ou
“plasmatrons”, que são dispositivos capazes de converter energia elétrica em energia
térmica através de uma descarga elétrica. Geralmente, estabilizada por um fluxo de gás
confinado em dimensões relativamente reduzidas, produzindo e sustentando um
escoamento direcionado com grande entalpia. Dentre as características relevantes das
tochas pode-se destacar a grande facilidade de obtenção de altas temperatura (acima
de 3000 K). A eficiência de conversão da energia elétrica em térmica (acima de 70%). A
capacidade de utilizar qualquer tipo de gás. A rápida transferência de calor, que resulta
em processos com menor inércia térmica e emissão de gases poluentes comparados
aos de processos tradicionais de combustão.
Dentre as varias aplicações das tochas pode-se citar o corte, solda e
fusão de metais em atmosfera inerte. Pirólise de resíduos tóxicos e lixo hospitalar.
Decomposição térmica de gases (e.g. “craqueamento” do metano para a produção do
hidrogênio). Plasma spray para deposição de camadas de proteção superficial. As
tochas de plasma podem ser classificadas sob diferentes aspectos, por exemplo,
conforme o tipo de aplicação para a qual foi desenvolvida, ou de modo mais
56
abrangente, conforme o princípio básico de conversão da energia elétrica em energia
térmica. A temperatura máxima alcançada pelo gás depende, entre outros fatores, do
tipo de descarga elétrica que está sendo utilizado. Numa tocha com microondas, a
temperatura na região da descarga atinge cerca de 6000 K, sendo menor que as
temperaturas que podem ser obtidas em tochas de rádio frequência (~10000 K), ou
tochas a arco elétrico (~12000 K). As temperaturas que podem ser obtidas através de
descargas elétricas são muito superiores às temperaturas máximas que podem ser
obtidas através de reações químicas (e.g. queima de H2 ~2798 K), ou efeito joule
devido à corrente elétrica em resistências (e.g. forno de grafite ou tungstênio ~3273 K).
Em certos casos especiais de descarga em arco estabilizado por vórtice de água
relataram-se temperaturas acima de 50000 K [20].
2.3.2.2. Classificação das tochas de plasma.
A classificação das tochas de plasma pode ser feita sob diferentes
aspectos, entre eles pela maneira como o plasma é produzido: tochas de arco elétrico
com corrente contínua (DC), de arco elétrico com corrente alternada (AC), tochas de
plasma de rádio frequência (RF), de alta frequência (HF), de ultra-altas frequências
(UHF ou micro-ondas) [20]. Numa tocha de microondas, a temperatura na região da
descarga atinge cerca de 6000K, sendo menor que as temperaturas que podem ser
obtidas em tochas de rádio frequência RF (~10000K), ou tochas a arco (~12000K). As
temperaturas que podem ser obtidas através das tochas são muito superiores às
temperaturas máximas que podem ser obtidas através de reações químicas (e.g.
queima de H2 ~2798K), ou efeito joule devido a corrente elétrica em resistências (e.g.
forno de grafite ou tungstênio ~3273K) [40].
Neste trabalho, focaliza-se atenção nas tochas de plasma a arco
elétrico, pois as fontes de energia necessárias para produzir este tipo de descarga são
mais fáceis de construir e independem de tecnologias mais sofisticadas, tais como
geradores de rádio frequência e microondas. Portanto, pode-se dispor de maior
potência com menor custo. Geralmente, para reproduzir escoamento com elevadas
57
entalpias, utiliza-se tocha a arco não transferido, pois a descarga elétrica ocorre apenas
dentro da tocha de plasma, entre eletrodos internos [40]. As tochas de plasma a por
arco elétrico são classificadas, em razão do arco elétrico gerado, ser ou não,
diretamente transferido para o exterior da tocha. A diferença fundamental consiste no
percurso do arco de corrente elétrica que pode, ou não, circular externamente à tocha.
2.3.2.3. Eletrodos das tochas de plasma a arco.
Os eletrodos das tochas de plasma a arco elétrico podem ser
diferenciados em função da presença ou ausência da inserção de material especial, que
facilita a emissão termiônica de elétrons e também serve para fixar o “spot” do arco,
num ponto de concentração da corrente elétrica no eletrodo. Na Figura 21 são
mostrados os elementos construtivos básicos de dois tipos de tochas de plasma a arco
não transferido: (a) com catodo “quente” (b) com catodo frio.
Figura 21: Esquema de tochas de plasma de arco não transferido: (a) com catodo quente, (b) com catodo frio.
1- inserção termiônica; 2- suporte do catodo; 3- tubo de cobre que forma o catodo frio; 4- anodo; 5- suporte do anodo; 6- arco elétrico; 7- entrada de gás; 8- jato de plasma; 9- água de refrigeração.
Numa típica descarga elétrica em arco, formada na pressão
atmosférica entre dois eletrodos idênticos, sem refrigeração, geralmente a temperatura
do catodo alcança valores entre 3200K a 3600K, ao passo que no anodo, entre 3600K
(a) (b)
58
a 4200K. A diferença que provoca maior aquecimento do anodo é atribuída ao efeito da
função trabalho de emissão de elétrons no catodo que causa uma perda adicional de
calor, enquanto no anodo, a dissipação ocorre somente através dos processos de
condução e radiação [40].
Neste trabalho, a discussão sobre eletrodos é direcionada aos casos
que são aplicados as tochas de plasma do tipo arco elétrico não transferido. Onde,
normalmente, há um sistema de refrigeração que retira o calor absorvido nas paredes
internas, para restringir a elevação da temperatura dos eletrodos, bem abaixo do ponto
de fusão, de modo a preservar a integridade da tocha de plasma. Portanto, devido a
esta refrigeração, o anodo de uma tocha a arco não transferido é considerado um
eletrodo “frio”, enquanto o catodo pode ser considerado “quente” ou “frio” dependendo
da temperatura de fusão do metal utilizado em sua confecção [40].
2.3.2.4. Estabilização da Coluna de Arco
A estabilização do canal do arco em uma tocha linear é de suma
importância para a conversão efetiva da energia e a durabilidade do artefato. O modelo
mais básico desta tocha consiste em um catodo axial e um anodo oco coaxial no
mesmo eixo de simetria, mostrado na Figura 22.
Figura 22: Modelo básico de uma tocha de plasma: 1) Catodo; 2) Anodo; 3) Fonte de tensão CC; 4) Fluxo de gás; 5) Água de refrigeração; 6) Arco; 7) Tocha.
59
O mecanismo físico que estabiliza o arco no centro do eletrodo está
baseado na equação de Elenbaas-Heller para a distribuição radial de temperatura da
coluna positiva de arcos em alta pressão. Esta equação é muito complexa e sem
solução analítica, mas foi simplificada com o modelo do canal proposto por Steenbeck-
Raizer [26].
Segundo este modelo, a condutividade está fortemente relacionada
com a alta temperatura no interior do canal como mostrado na Figura 23, assim, no
centro da descarga, para temperaturas acima de 4000 K, a condutividade aumenta
drasticamente, contraindo e isolando termicamente a descarga na região central em um
fio fino de plasma com alta taxa de ionização e de elevada temperatura, denominada
coluna de arco térmico. Desta forma, se a coluna de arco se desvia do eixo axial, a
borda mais próxima à parede é resfriada e a borda oposta do canal se aquece
corrigindo a posição do arco. Um problema técnico que surge no modelo da Figura 22 é
o sobreaquecimento nos pontos de fixação do arco no catodo e no anodo, neste caso,
devem ser adicionadas ao modelo, soluções para evitar a fusão das peças.
Figura 23: Distribuição da temperatura (T) e da condutividade (ζ), na sessão transversal da coluna do arco. R é o raio do canal entre as paredes, r0 o raio de dispersão da
condutividade significativa onde a temperatura do gás é máxima (Tm) é praticamente constante.
60
No anodo são empregados mecanismos para movimentar o
fechamento do arco evitando sua fixação em um único ponto. Além de prover uma boa
refrigeração do eletrodo, geralmente a entrada do fluxo de gás é feita em vórtice,
fazendo o arco girar no plano azimutal ao fechar no anodo. Também podem ser
adicionadas bobinas magnéticas para fixar seu comprimento e forçar o giro do pé do
arco a uma velocidade maior como mostrado na Figura 24.
Uma solução comumente adotada para a fixação do arco no catodo é
a inserção de um metal de alto ponto de fusão e emissão termiônica, como o
tungstênio, háfnio, zircônio e rubídio. A facilidade de emissão de elétrons destes metais,
devido à menor função trabalho, faz o arco se fixar na inserção que resiste a uma
temperatura maior. Este tipo de catodo é denominado “catodo quente”. Enquanto que
“catodos frios” necessitam de técnicas como as descritas no anodo para não deixar o
arco se fixar em um só ponto [26].
Figura 24: Fixação do comprimento do arco. 1) Catodo quente. 2) Anodo. 3) Isolante. 4) Entrada tangencial de gás. 5) Entrada do fluxo de gás. 6) Água de refrigeração. 7)
Bobina de geração de campo magnético.
Devido à alta condutividade do canal de arco, o campo elétrico na
coluna é praticamente constante e a tensão elétrica varia linearmente com o
61
comprimento do arco. Logo, o comprimento máximo que a coluna de arco irá
desenvolver dependerá da tensão disponível na fonte.
Os fatores aerodinâmicos do fluxo de gás também definirão a
distância máxima que a coluna de arco se manterá estabilizada no centro do canal. A
coluna do arco permanece estável no centro porque a velocidade circular do vórtice de
gás estabelece um perfil de pressão menor nesta região, favorecendo o posicionamento
da alta condutividade nesta região. Com o avanço axial do gás, a velocidade circular
diminui e o limite da camada de turbulência que se distancia da parede até se fechar no
centro, mostrado na Figura 24. A partir deste ponto, a turbulência desestabiliza a
centralização da coluna de arco forçando o seu desvio em direção à parede do anodo.
A indução de uma desestabilização aerodinâmica pode ser
combinada com o fechamento da camada limite de turbulência para fixar o comprimento
do arco um pouco antes do que a limitação de tensão da fonte impõe. Esta indução
pode ser gerada por um aumento súbito no diâmetro de saída no anodo como o degrau
observado no perfil da Figura 25.
Figura 25: Anodo com degrau para fixação do arco. 1) Catodo quente. 2) Anodo. 3) Degrau do anodo. 4) Camada limite de turbulência. 5) Entrada do fluxo de gás.
A fixação do comprimento do arco é importante para a obtenção de
um fluxo térmico estável na saída da tocha [26].
5)
)
)
62
2.3.3. Simulação computacional do processo ablativo
Hoje em dia, no campo da engenharia aeroespacial, a modelagem e a
simulação numérica estão necessariamente presentes no desenvolvimento de projetos
graças à disponibilidade dos sistemas computacionais e de seu vertiginoso avanço nos
últimos tempos. Eles são principalmente empregados nos cálculos preliminares dos
projetos, tendo como a principal vantagem dessa tendência a economia em tempo e
dinheiro. Em geral, o cálculo do processo ablativo é feito a partir de modelos
simplificados, que consideram um processo de mudança de fase à temperatura
constante. Tal aproximação nem sempre é aplicável, e pode se tornar bastante
imprecisa [42,43]. Na Figura 26 é possível observar os diversos fenômenos que
ocorrem simultaneamente durante o processo ablativo em um TPS de compósito. De
imediato, devem-se distinguir três camadas presentes no material: a camada de
material carbonizado (char), a zona de pirólise e o material virgem. Na primeira existe
um acúmulo de processos e produtos resultantes (gases e partículas). Além disso,
ocorrem também diversos processos no escoamento ao redor da parede durante a
ablação. No caso em questão, serão analisados os processos físicos mais relevantes e
seus efeitos durante a ablação.
Figura 26: Visão esquemática do processo de ablação em um escudo térmico.
63
CAPÍTULO 3
3. MATERIAIS E MÉTODOS
3.1. MATERIAIS ULTILIZADOS
Neste trabalho, foram testados materiais que são utilizados para
fabricação de divergentes de motores de foguetes a propelente sólido pelo Instituto de
Aeronáutica e Espaço, ou seja, compósitos de resina fenólica reforçados com tecidos
de fibras de carbono. O material utilizado como reforço foi um tecido de fibra de
carbono, com espessura (0,55 ± 0,1) mm, gramatura de (350 ± 35) g/m2 e massa
específica de aproximadamente 1,55 g/cm3. O tecido utilizado apresenta padrão de
tecelagem do tipo Twill 2 x 2.
O polímero utilizado como material impregnante foi uma resina
fenólica tipo resol, com densidade de 1,087 g/cm3 e viscosidade Brookfield de 1110
cPs, ambas a 25ºC.
Uma formulação de borracha EPDM foi escolhida para a confecção de
uma camisa, que será utilizada para proteger o material bobinado durante sua
polimerização em uma hidroclave tendo como meio pressurizante a água.
3.2. MÉTODOS E PROCESSOS UTILIZADOS
No processo de bobinagem paralela e bobinagem inclinada, utilizou-
se fita tecida de carbono, pré-impregnada, para a confecção de divergentes de onde
foram extraídos os corpos de prova. As principais etapas seguidas durante a fabricação
foram:
1. Controle de qualidade da resina fenólica a ser utilizada.
2. Confecção dos “prepregs” de tecido de carbono + resina fenólica.
3. Controle de qualidade do “prepreg”. Corte do tecido em fitas para bobinagem.
64
4. Bobinagem da fita pré-impregnada sobre o mandril metálico.
5. Fabricação da camisa de borracha e revestimento para proteção do material
bobinado durante a polimerização.
6. Polimerização sob pressão em hidroclave.
7. Desmoldagem e usinagem final do divergente.
3.2.1. Controle de qualidade da resina fenólica
Este controle tem como objetivo obter as propriedades da resina
fenólica resol utilizada no processo de fabricação do divergente. Algumas dessas
propriedades, encontradas na tabela 2, são utilizadas como parâmetro de controle,
exercendo importante papel dentro dos processos de fabricação dos “prepregs”.
Tabela 2: Características da resina fenólica.
Características Resina Fenólica
Viscosidade 250C (cPs) Densidade 20 0C (g/cm3) % de sólidos
1100-1300
1,1-1,2 50-60
Utilizou-se para a medida de viscosidade um viscosímetro marca
Brookfield modelo LVT [48] e para a determinação do peso específico o picnômetro de
HUBBARD [49].
Para a determinação da porcentagem de voláteis da resina, alíquotas
da resina fenólica (2,0 a 3,0 g) são transferidas para cadinhos de porcelana
previamente pesados e submetidos a aquecimento em estufa com temperatura
controlada (150°C) e circulação de ar durante 30 min. A diferença em massa, antes e
após o aquecimento na estufa, fornece o teor de materiais voláteis contido na resina
[50].
65
3.2.2. Fabricação e controle dos pré-impregnados
A impregnação do tecido de carbono foi feita em um processo
contínuo em uma impregnadora vertical. Os “prepregs” utilizados como matéria-prima
na construção do divergente foram fabricados pela imersão do tecido de carbono num
banho de resina fenólica do tipo resol em solução de álcool etílico. As resinas fenólicas
utilizadas possuem um teor de solvente da ordem de 50% em peso e produzem
impregnados com teor de solvente muito elevado. Para se atingir os valores de 4-9%,
faz-se necessário que se realize a eliminação do solvente em excesso. Isto é feito
fazendo-se com que o tecido pré-impregnado passe lentamente por uma câmara com
circulação de ar quente, fazendo com que, num tempo reduzido, boa parte do solvente
seja eliminado como mostrado na Figura 26. Durante a fase de evaporação de solvente,
álcool etílico no caso, na qual o tecido fica exposto à temperatura de 130ºC por 3
minutos, a resina fenólica passa do estágio A para o estágio B (resitol) de cura.
Fisicamente, a resina perde a característica de líquido e assume um aspecto gelatinoso.
Na fita pré-impregnada, o que se observa é que a resina não escorre facilmente devido
ao aumento da viscosidade, e quando é tocada com os dedos, não ocorre o
molhamento destes.
O tecido foi fixado à entrada da máquina como mostrado na Figura 27
(a) e passa por um banho de impregnação contendo uma solução alcoólica de resina
mostrado na Figura 27 (b), depois passa por um conjunto de cilindros rígidos de
afastamento regulável para a retirada de excesso de resina, Figura 27 (c). Após esta
etapa, o tecido passa por um túnel de secagem como mostrado na Figura 27 (d). Nesta
fase o tecido estará submetido a uma temperatura que proporcione a extração dos
materiais voláteis presentes no impregnado. A velocidade do tecido ao atravessar o
túnel é regulável. Durante a operação de impregnação é necessário controlar de forma
precisa certos parâmetros, como: composição do banho de impregnação, retirada de
excesso de resina, velocidade de passagem do tecido pelo túnel de secagem,
temperatura dos compartimentos do túnel e extração dos materiais voláteis.
66
(a)Rolo de tecido de carbono entrando na impregnadora.
(b) Banho de impregnação contendo uma solução de resina fenólica-resol
(c) Conjunto de cilindros rígidos de afastamento regulável para a retirada de excesso de resina.
(d) Túnel de secagem do tecido para a extração dos materiais voláteis presentes no impregnado
Figura 27: Processo de impregnação do tecido de carbono para confecção de
“prepreg".
67
Após esta etapa, amostras são retiradas para testes que visam à
determinação do teor de resina, teor de sólido da resina e teor de solventes residuais
presentes no “prepreg”. O tecido é enrolado com um filme separador como mostrado na
Figura 28 e embalado, pesado, identificado e estocado em câmara fria (temperatura -
10ºC). Nestas condições de armazenagem, a vida útil destes materiais é superior a seis
meses.
Figura 28: Colocação de um filme separador após tecido impregnado.
Foram obtidos “prepregs” em forma de tecido, estando a resina
fenólica com todas as características que configuram o estágio “B” de cura, conforme
proposto em literatura [34]. Na prática, neste estado a resina apresenta um aspecto
seco ao tato. Algumas literaturas se referem a este estado como “no tacking stage”. As
características desejadas para um pré-impregnado fabricado com tecido de fibra de
carbono e resina fenólica estão descritas na Tabela 3.
Tecido embalado com filme separador
Filme separador
68
Tabela 3: Características do pré-impregnado de fibra de carbono/resina fenólica.
Características Pré-impregnado carbono/fenólica
Taxa de resina Taxa de voláteis Índice de fluidez “flow”
35 – 40% 3 – 6% 4 – 9%
3.2.2.1. Controle de qualidade do “prepreg”
Foram estabelecidos os seguintes ensaios a serem realizados no seu
recebimento no intuito de garantir a qualidade dos “prepregs” a serem utilizados:
Medição do teor de solvente residual no “prepreg”, que garante que a resina
fenólica esteja no estado “B” de polimerização (“B-Stage” ou Resitol) [27]. Esta
medida é feita colocando-se um pedaço de (100 x 100) mm do tecido pré-
impregnado numa estufa pré-aquecida a 130ºC, por 20 minutos. O resultado é dado
em percentagem de solvente evaporado sobre a massa total do “prepreg”: teor de
solvente = (massa do “prepreg” antes do aquecimento – massa do “prepreg” após o
aquecimento) / (massa do “prepreg” antes do aquecimento). O valor de referência é
inferior a 6%.
A quantidade de resina fenólica que sai de um laminado padrão de (100 x 100) mm
durante a cura, por 2 horas a 170ºC, é medida num dispositivo constituído por duas
placas paralelas numa prensa com pressão constante de 1,0 Mpa [27]. Esta
propriedade é conhecida como “flow” e é dada em percentagem de resina sobre a
massa do laminado: “flow”= (massa de resina que flui para fora do laminado durante
a cura)/(massa do laminado antes da cura). Isto dá uma boa indicação empírica do
comportamento reológico da resina durante a cura. O valor de referência é inferior a
9%.
69
Teor de resina indica o quanto a massa de resina representa da massa total do
“prepreg” antes da cura. A medida deste teor é feita por pesagem do tecido seco e
do “prepreg” [27]. Valor de referência: % em massa de resina inferior a 40%.
Todos os valores incluídos acima como sendo de referência são
aqueles que representam o resultado dos ensaios realizados na Subdivisão de
Materiais Compósitos do IAE. Após a fabricação e controle o tecido pré-impregnado é
cortado em fitas de 110 mm de largura, como mostrado na Figura 29, para que possam
a seguir serem bobinados.
Figura 29: Corte do tecido pré-impregnado para a bobinagem.
3.2.3. Processo de bobinagem
3.2.3.1. Ferramental de bobinagem
No processo de bobinagem paralela foi utilizado um mandril da
entrada do divergente do 4º estágio do VLS e no processo de bobinagem inclinada foi
utilizado o mesmo mandril adaptado com um suporte para obter o ângulo de bobinagem
que foi de 20º. A Figura 30 mostra detalhes do ferramental de bobinagem inclinada
utilizado neste trabalho, desenvolvido em aço carbono. A superfície da parte cônica do
mandril foi polida para proporcionar um bom acabamento superficial na superfície
interna do divergente que já sai do processo de polimerização acabada, isto é, não
sofre nenhum processo de usinagem. A estrutura dos mandris foi projetada para
70
suportar os esforços localizados que aparecem durante a bobinagem da camada
ablativa, provenientes da atuação do rolo compressor sobre a fita numa área
razoavelmente pequena, o que gera uma pressão de contato relativamente alta entre
7,0 e 10,0 MPa.
Os mandris foram concebidos de tal forma que a água da câmara da
hidroclave circule também pela parte interna do cone metálico, possibilitando o
aquecimento correto de dentro para fora da peça que está sendo polimerizada.
Figura 30: Detalhe do ferramental de bobinagem inclinada.
3.2.4.2. Fabricação de divergente
O processo de fabricação dos divergentes desenvolvido neste
trabalho consiste, na utilização da técnica de bobinagem de fitas (Tape Wrapping),
bobinagem paralela e bobinagem inclinada. A bobinagem foi realizada em um
equipamento de propriedade do DCTA/IAE, foi projetado e fabricado pela Zikeli
Indústria Mecânica.
71
Primeiramente, o mandril metálico é montado na máquina de
bobinagem e sua superfície recebe um tratamento que consiste da total remoção de
graxas e agentes oleosos. Isto é feito através da aplicação de um agente
desengordurante, no caso optamos por tricloroetileno. Uma vez limpa, a superfície do
mandril recebe uma camada de agente anti-aderente comercial (produto separador
QZ13 – HUNTSMAN) para altas temperaturas. Após essa etapa, o primeiro rolo de fita
pré-impregnado é montado na máquina e a fita é passada através dos roletes guias até
o rolo compressor. Insere-se o programa de bobinagem desenvolvido especificamente
para a peça no Controlador Numérico como mostrado na Figura 31.
Figura 31: Detalhes do Controlador Numérico da Máquina de Bobinagem: (a) rolo de fita pré-impregnado, (b) roletes guias e (c) Controlador Numérico.
Os equipamentos para bobinagem são dotados de um rolete
compactador, com atuação pneumática, que comprime a fita pré-impregnada à medida
que esta vai sendo alimentada sobre o mandril como mostra a Figura 32. O rolo
(a)
(b)
(c)
72
compressor deverá exercer uma força que resulte numa compressão superficial, na
zona de contato rolete/fita, de aproximadamente 10,0 MPa.
Figura 32: Detalhe do dispositivo de deposição da fita no mandril.
Imediatamente antes de atingir o ponto de contato mandril/rolete,
onde se dá a compressão, a fita é aquecida com uma turbina de aquecimento à uma
temperatura de 80°C para que a resina se torne mais fluida e o “prepreg” mais
maleável. Alguns testes foram feitos com “prepreg” de fita quartzo com resina fenólica,
como mostra a Figura 33, até se definir a temperatura ideal e a velocidade de
bobinagem pois a fibra de carbono tem um custo mais elevado que a fibra de quartzo.
Figura 33: Aquecimento da fita pré-impregnada durante a bobinagem.
Turbina de aquecimento
73
Logo após a compactação, já como parte integrante da peça que está
sendo bobinada, a fita é resfriada rapidamente através de um jato de ar frio ou
nitrogênio líquido mostrado na Figura 34. Este procedimento é feito para minimizar o
efeito de “spring-back” do material comprimido, através da retirada de calor da peça e,
consequentemente, redução da fluidez da resina. O resfriamento rápido torna mais
eficiente a ação do rolete compressor favorecendo a solidificação da peça.
Figura 34: Bobinagem inclinada: aquecimento e resfriamento durante a bobinagem.
A força exercida pelo rolete compressor deverá gerar uma pressão de
contato elevada (entre 8,0 MPa e 10,0MPa), o que faz com que estes esforços tornem-
se altos (entre 5.000N e 10.000N), dependendo da largura das fitas utilizadas. Isto faz
dos equipamentos para bobinagem de fitas, máquinas inerentemente robustas do ponto
de vista construtivo. Por outro lado, tais máquinas devem ser precisas quanto às
movimentações em cada eixo.
3.2.5. Fabricação de camisas de borracha – “rubber bag”
O sistema mais eficaz de isolamento entre o material bobinado e o
fluído pressurizante é constituído de camisas de borracha EPDM fabricadas sobre um
molde específico, cujo perfil externo reproduza o perfil externo das camadas bobinadas.
AQUECIMENTO
RESFRIAMENTO
74
Assim, cada modelo de divergente a ser fabricado terá a sua respectiva camisa que,
montada sobre este, garantirá a estanqueidade durante todo o ciclo de cura em
hidroclave. Foram fabricados os moldes metálicos sobre os quais as placas de borracha
são pré-moldadas, através de laminação manual, para posterior vulcanização em
autoclave por 2 horas a temperatura de 160ºC. A confecção da camisa de borracha em
EPDM, mostrada na Figura 35, foi escolhida por sua resistência a temperatura (200ºC)
e impermeabilidade à água.
Figura 35: Camisa de borracha EPDM (rubber bag).
3.2.6. Revestimento do mandril com borracha - “rubber bag”
Esta operação garante, através de testes de estanqueidade, a
preparação para o processo de polimerização com aplicação simultânea de vácuo ao
qual a peça será submetida na hidroclave.
O “rubber bag” é mais robusto que os filmes plásticos utilizados na
indústria aeronáutica e, portanto, mais compatível com os processos de manuseio e
polimerização em hidroclave. Além do mais, ele garante certo isolamento térmico entre
o material compósito que está sendo polimerizado e a água aquecida da hidroclave.
Desta forma, o aquecimento dá-se de dentro para fora da peça já que o mandril
metálico, em contato com a água, aquece-se mais rapidamente, garantindo um fluxo de
75
calor na direção radial, no sentido das paredes do mandril para o compósito. Isto é
fundamental para que se evitem distorções dimensionais na peça durante a
polimerização.
3.2.7. Equipamento de polimerização – Hidroclave
A hidroclave é o único equipamento, deste porte, em toda a América
Latina. Este equipamento mostrado na Figura 36, com capacidade para processamento
de estruturas de até 1,80 metros de diâmetro e 2,80 metros de altura, encontra-se
operacional desde sua instalação e tem atendido às demandas dos programas em
curso no Instituto de Aeronáutica e Espaço. Conforme já foi citado anteriormente, o ciclo
de polimerização da peça é realizado em hidroclave em alta pressão, o que proporciona
a perfeita polimerização da resina fenólica utilizada e uma estrutura ablativa com alto
grau de compactação e baixo teor de vazios (porosidade).
O ciclo utilizado para polimerização (cura) dos divergentes é
basicamente de 1h a 100 ºC e 3 horas a 165ºC a uma pressão de 7,0 MPa.
Figura 36: Instalações do equipamento de polimerização, hidroclave, no Instituto de Aeronáutica e Espaço em São José dos Campos.
76
A Figura 37 mostra o sistema de circulação de água da hidroclave, a
Figura 38 representa o sistema de pressurização durante a polimerização “cura” do
material e a Figura 39 mostra o sistema de controle de vácuo da peça onde são
eliminados os solventes que se volatilizam com o aumento da temperatura.
Figura 37: Hidroclave – sistema de circulação de água.
Figura 38: Hidroclave – sistema de pressurização.
77
Figura 39: Hidroclave – sistema de controle de vácuo.
3.2.8. Desmoldagem
Uma vez polimerizada, e estando a peça à temperatura ambiente,
esta é desmoldada extraindo-a do mandril metálico utilizado com gabarito (molde)
durante a etapa inicial de fabricação.
3.2.9. Usinagem
Durante a usinagem, são efetuadas operações de torneamento e
faceamento das peças a fim de que, sejam atingidas as dimensões finais requeridas.
Todas as operações de usinagem devem ser realizadas sem utilização de fluidos
lubrificantes e/ou refrigerantes, até mesmo a água pura não é permitida. Devido à
grande quantidade de pó liberado durante a usinagem, alguns cuidados especiais
devem ser tomados como, por exemplo, utilização de sistema de aspiração acoplado ao
torno ou fresadora e utilização de equipamentos pessoais de segurança, tais como
guarda-pó tipo macacão e máscara para aero-dispersóides. Além do mais, como as
fibras de carbono são condutoras elétricas, o pó gerado durante as operações de
usinagem pode causar sérios estragos em circuitos eletro-eletrônicos das máquinas
78
operatrizes. A usinagem do divergente foi feita na oficina mecânica do Departamento de
Mecânica do IAE.
3.2.9.1. Corte dos corpos de prova para ensaio de ablação
Os corpos-de-prova submetidos a ensaio de ablação foram extraídos
das preformas obtidas por bobinagem inclinada (veja Figura 40) e pelo processo de
bobinagem paralela utilizando-se uma serra copo, para retirar pequenos cilindros com
diâmetro de 12,5 mm e espessura de 10,0 mm. Os corpos de prova foram preparados
na oficina mecânica do Departamento de Mecânica do IAE, torneando-se amostras com
diâmetro de (12,0±0,3) mm e espessura de (10,0±0,3) mm. Esse diâmetro corresponde
ao núcleo central do jato de plasma térmico produzido pela tocha que tem uma
distribuição de entalpia mais uniforme, conforme resultados obtidos na caracterização
do jato de plasma. Após o corte, cada amostra foi identificada e pesada em uma
balança de precisão (±0,0001g). Uma nova pesagem do corpo-de-prova também foi
feita logo após exposição ao fluxo térmico, para determinar a taxa de massa removida
por unidade de área e o calor de ablação das amostras.
Figura 40: Esquema de peça produzida por bobinagem inclinada.
79
3.3. ENSAIO DE ABLAÇÃO POR TOCHA DE PLASMA
O sistema funcional de ensaios em pressão atmosférica baseia-se na
operacionalização de uma tocha de plasma térmico otimizada para gerar um jato de
plasma com elevada entalpia e fluxo térmico semelhantes aos gerados por um motor-
foguete. A geração, manutenção e controle dos parâmetros do jato de plasma, assim
como sua aplicação em testes de ablação de amostras em posição e tempos definidos,
requer o emprego de vários subsistemas como ilustra a Figura 41.
Figura 41: Esquema funcional dos subsistemas empregados no banco de ensaios em pressão atmosférica.
O sistema é constituído basicamente pela tocha de plasma, fontes de
potência elétrica e de alta frequência para ignição da descarga, sistema de refrigeração,
sistema de injeção e fornecimento de gases, sistema de posicionamento e controle de
tempo de exposição das amostras ao jato de plasma. As descrições de cada sistema
seguem nos subitens a seguir.
80
3.3.1. Tocha de Plasma de arco não transferido
A tocha de plasma utilizada é do tipo tornado com vórtice de fluxo
reverso e tem anodo em degrau para fixar o arco no bocal de saída do jato de plasma.
O catodo consiste de uma inserção termiônica constituída por um pino de háfnio do tipo
utilizado no catodo de tochas de plasma para corte de metais. Em condições otimizadas
de operação esta tocha possui elevada eficiência na transformação de energia elétrica
em energia térmica (eficiência térmica), atingindo valores da ordem de 80% [51]. A
Figura 42 mostra um diagrama esquemático da tocha de plasma e foto da versão final
da tocha utilizada em operação.
Figura 42: a) Diagrama esquemático da Tocha de plasma tornado de vórtice reverso e de anodo com degrau; b) Esquema ilustrando o sentido do fluxo de gás e gradientes de
pressão nas regiões de catodo e anodo da tocha de plasma; c) Tocha de plasma operando em pressão atmosférica.
81
Como mostra a Figura 43, a tocha possui um sistema de suporte que
permite movimentação tanto ao longo do plano da mesa (X-Y) como também
perpendicular a ela (controle de altura, Z). Os mesmos graus de liberdade são
concernidos ao sistema de movimentação das amostras, onde ao movimentador linear
X-Y (4) é acoplado um sistema de suporte (5) que permite o controle de altura (direção
Z, perpendicular ao plano da mesa) (veja Figura 43). Este sistema possui um painel de
controle independente, que ajusta automaticamente as posições X-Y e respectivas
velocidades de movimentação das amostras (via motores de passo). O sistema também
retorna automaticamente após o tempo programado em que a amostra fica exposta ao
jato de plasma. As Figuras 44 e 45 mostram os detalhes do sistema em operação e do
porta-amostra, respectivamente. As regiões de catodo e anodo da tocha de plasma
mostrado na figura 43-(2) possuem refrigeração independentes, sendo a entrada de
gases em vórtice exatamente entre estas regiões. A Figura 44 mostra detalhes do
porta-amostra, ilustrando a área exposta ao plasma da amostra.
Figura 43: Tocha de plasma em operação. (1) Sistema de movimentação da tocha de plasma; (2) Tocha de plasma; (3) Pirômetro ótico; (4) Suporte do porta-amostra;
(5) Porta-amostra.
1
2
3
4
5
82
Figura 44: Detalhe do porta-amostra, ilustrando a área exposta ao plasma da amostra de carbono/carbono.
A Figura 45, representa uma sequência de operação onde
aproximamos a amostra do bocal da tocha a uma distância de 12 cm. Nesta sequência,
o tempo total de exposição foi de 90 s, sendo em t=0s, mostrado no quadro (a). No
quadro (b), já são decorridos 60 s de tratamento com a superfície da amostra atingindo
uma temperatura máxima em torno de 1200oC.
Após 90 segundos de exposição a tocha é desligada com a amostra
sendo rapidamente resfriada naturalmente, como mostra o quadro (c).
Nos processos de ablação para a determinação das propriedades
ablativas e microestruturais das amostras tratadas, o tempo de exposição foi
controlado, sendo a amostra rapidamente recuada ou afastada do eixo do jato de
plasma após o tempo programado no sistema de movimentação.
83
Sequência do ensaio para uma amostra de fibra de carbono/resina fenólica posicionada a 12 cm do bocal da tocha de plasma. a) t= 0 s. b) t=60 s, c) t= 90 s – tocha desligada d) t=120 s.
Figura 45: Sequência do ensaio para uma amostra de fibra de carbono/resina fenólica posicionada a 12 cm do bocal da tocha de plasma.
a) b)
c) d)
84
3.3.2. Caracterização dos materiais
3.3.2.1.Taxa de perda massa.
A taxa de perda de massa específica ( m ) das amostras submetidas
ao jato de plasma é obtida pela expressão 3.1, dividindo-se a massa perdida (Δm) pela
área frontal (r2) e pelo tempo (tej) de exposição ao jato de plasma. A massa perdida
(Δm) é calculada através da diferença (mi - mf) entre a massa inicial, antes da
exposição ao jato de plasma e a massa final, após a exposição.
2
ej
m rm
t
(3.1)
Mediu-se a massa inicial (mi) e final (mf) da amostra numa balança
analítica digital marca Shimadzu modelo AX200, com resolução 0,0001g e linearidade
0,0002g. Mediu-se o diâmetro da amostra num paquímetro de incerteza 0,05mm.
Mediu-se o tempo de exposição da amostra num cronômetro com incerteza de 0,3s.
Portanto a incerteza na determinação da taxa de perda de massa é expressa pela
expressão 3.2.
2 22 2 2
2 2 4 2 2 4 4 42
1 4m m r t
m m
t r t r rt
(3.2)
3.4. MICROSCOPIA ELETRÔNICA DE VARREDURA (MEV).
Após o ensaio de ablação por plasma, as amostras foram analisadas
por Microscopia Eletrônica de Varredura na Divisão de Materiais do IAE (AMR),
utilizando-se um microscópio eletrônico de varredura marca LEO modelo 435VPi Zeiss.
As amostras foram investigadas sem haver necessidade de recobrimento condutor. O
princípio desta análise baseia-se na focalização de um feixe de elétrons que passa por
uma coluna sob vácuo, através de lentes eletromagnéticas, e que é incidido sobre a
superfície da amostra. O feixe localizado varre a superfície em sincronismo com o
coletor do tubo estático. Os elétrons espalhados inelasticamente, emitidos da superfície
85
da amostra, são coletados por um contador cintilador e o sinal é utilizado na modulação
do brilho da imagem no coletor. A microscopia de varredura é fundamental para o
estudo da topografia dos corpos de prova ensaiados, devido à sua capacidade em
proporcionar uma profundidade de foco bem superior a dos microscópios ópticos, além
de atingir poder de resolução em torno de 300nm, valor cerca de 300 vezes melhor que
o da microscopia óptica.
3.5. MÉTODO NUMÉRICO
A escolha do método de engenharia mais adequado à aplicação em
questão depende basicamente das características mais desejáveis nesse tipo de
utilização, dentro das condições de trabalho previstas, a saber:
• Precisão: é necessário que se possa avaliar o desvio dos resultados em cada
caso, e determinar se sua utilização é plausível, e se representa adequadamente
o fenômeno.
• Confiabilidade: os modelos de engenharia são constituídos de equações que
representam os fenômenos físicos.
• Fácil implementação: é necessário manter o modelo em um nível de
complexidade que permita sua solução com baixo custo.
• Flexibilidade de aplicação em solvers numéricos: é desejável que em modelos de
engenharia os resultados sejam obtidos sem o uso de recursos matemáticos muito
custosos, como transformação de coordenadas, geração de malhas, entre outros.
Em vista do que foi exposto, considerou-se que a seleção de um novo
modelo, ou as modificações impostas ao modelo atual deve levar em conta não só os
requisitos listados, mas também as condições de trabalho e exigências técnicas do IAE.
Nesse trabalho o método descrito no ANEXO 1, foi empregado para
estimar o desempenho da TPS ablativa, considerando um problema bidimensional na
86
condução de calor e no problema de fronteira móvel. Para comparação entre os dados
experimentais e a simulação, o parâmetro selecionado foi a taxa de perda de massa.
No caso do experimento, a taxa foi avaliada medindo a massa da amostra após um
determinado período de tempo de exposição ao jato de plasma. Este parâmetro foi
então obtido pela diferença entre a massa inicial e a massa final, dividida pelo intervalo
de tempo. No cálculo da taxa média de perda de massa nas simulações, a taxa foi
avaliada continuamente a partir da velocidade de recessão da camada de material
virgem [47].
2.3.3.1. Hipóteses usadas na construção do modelo matemático
Considerando as características desejáveis do modelo, as
informações disponíveis na literatura e o desconhecimento de diversos fatores
presentes no processo físico, serão admitidas as seguintes hipóteses na construção do
modelo matemático:
Os materiais sólidos são considerados isotrópicos, com propriedades constantes.
A zona de pirólise é considerada uma frente com espessura desprezível.
A temperatura e entalpia de pirólise são consideradas constantes.
A recessão da camada carbonizada se dá por oxidação ou sublimação a temperatura constante. A retirada da camada por efeitos aerodinâmicos é desprezada.
Ausência de camada fundida.
Reação completa dos gases e mistura perfeita com o ar na camada limite, com influência desprezível sobre as propriedades físicas deste último.
O ar se comporta como gás ideal.
O campo de escoamento ao redor da superfície não é afetado pela mudança de geometria e injeção de gás.
A radiação é absorvida ou emitida pela superfície externa, mas não transmitida.
87
CAPÍTULO 4
4. RESULTADOS E DISCUSSÕES
4.1. RESINA FENÓLICA
4.1.2. Determinação da porcentagem de voláteis da resina
A determinação de porcentagem da resina foi realizada no Laboratório
Instrumental da Divisão de química do IAE de acordo com o procedimento interno para
Determinação do Teor de Solventes em Resina Fenólica. Para a pesagem das
amostras utilizou-se uma balança analítica digital Mettler mod. XS205 e uma estufa com
circulação de ar marca Brasimet-Heraeus tipo B-UT 5050. O resultado obtido é
apresentado na tabela 4.
Tabela 4: Valores do teor de voláteis obtido para resina fenólica tipo resol.
RESINA FENÓLICA TIPO RESOL
Teor de voláteis (%) 35,9 + 1,2
4.1.3. Determinação da viscosidade e peso específico
Utilizou-se para a medida de viscosidade um viscosímetro marca
Brookfield modelo LVT e para a determinação do peso específico o picnômetro de
HUBBARD, os resultados são apresentados na tabela 5.
Tabela 5: Viscosidade Brookfield e densidade da resina fenólica utilizada.
VISCOSIDADE BROOKFIELD(cP) (25,5°C)
Média e desvio padrão (α=95%)
PESO ESPECÍFICO (g/cm3) (25,3°C)
Média e desvio padrão (α=95%)
1110 ± 5
1,080 ± 0,002
88
4.2. TECIDO PRÉ-IMPREGNADO
4.2.1. Determinação do teor de voláteis no “prepreg”
Amostras do tecido de “prepreg” foram cortadas nas dimensões
requeridas para o teste (100 x 100) mm e expostas a 130°C em estufa com circulação
de ar por 20 minutos. A diferença de massa, antes e após a estufa, fornece o teor de
materiais voláteis contido nas amostras. Foram analisadas três réplicas de cada rolo de
tecido impregnado. Os resultados são apresentados na tabela 6.
Tabela 6: Resultados da porcentagem de voláteis no pré-impregnado.
AMOSTRA
TEOR DE VOLÁTEIS (%)
Média e desvio padrão (α=95%)
PREPREG “rolo 04”
5,3 ± 0,3
PREPREG “rolo 08”
4,0 ± 0,9
PREPREG “rolo 12”
4,0 ± 0,3
PREPREG “rolo 14”
5,0 ± 0,3
PREPREG “rolo 18”
5,0 ± 06
4.2.2. Medida de “flow”
Essa medida é determinada pela quantidade de resina fenólica que
sai de um laminado padrão de (100 x 100) mm durante a polimerização, por 2 horas a
170ºC, num dispositivo constituído por duas placas paralelas numa prensa com pressão
constante. Esta propriedade é conhecida como “flow” e é dada em percentagem de
resina sobre a massa do laminado:
89
“flow”= (massa de resina que flui para fora do laminado durante a cura)
(massa do laminado antes da cura)
O flow foi calculado durante o processo de pré-impregnação,
mostrado na Figura 46 e o resultado encontrado foi de 4,2%.
Após a polimerização, o excesso de resina polimerizada é retirado e pesado.
Esquerda - placa de compósito. Direita material resultante do excesso de resina polimerizada.
Figura 46: Controle de flow durante a impregnação.
compósito excesso de resina
90
4.3. PREFORMAS OBTIDAS POR BOBINAGEM
A Figura 47 mostra as preformas obtidas por bobinagem . A Figura 47
(a) mostra a preforma obtida por bobinagem paralela, e a Figura 47 (b) por bobinagem
inclinada, após desmoldagem e usinagem.
(A) PEÇA OBTIDA POR BOBINAGEM PARALELA.
(B) PEÇA OBTIDA POR BOBINAGEM INCLINADA.
(C) CORTE DO TOPO DA PEÇA. (D) CORTE DA PEÇA AO MEIO.
(E) FOTO DA SUPERFÍCIE APÓS O CORTE, PODE-SE VER O
ALINHAMENTO DAS FIBRAS.
(F) FOTO DA SUPERFÍCIE APÓS O CORTE, PODE-SE VER A
INCLINAÇÃO DAS FIBRAS
Figura 47: Preformas obtidas pelo processo de bobinagem paralela e bobinagem inclinada.
91
As diferenças não são visíveis ao olho nu só internamente após o
corte da peça como mostrado nas Figuras 47(e) e 47 (f).
4.4. CARACTERIZAÇÃO DA TOCHA DE PLASMA
Para a execução do processo de ablação dos materiais, a tocha foi
operada em ar com uma vazão de 5,4.10-3 kg/s. Com esta vazão a tocha de plasma de
arco não transferido pode operar com uma potência acima de até 55 kW, mas nos
limitamos a fixar a corrente pela tocha em 135 A e tensão entre os eletrodos de 306V,
operando em potência de 41 kW. Nestas condições a potência transferida ao jato de
plasma é de aproximadamente 30 kW fornecendo uma entalpia média de 5,5 MJ/kg.
A temperatura da superfície da amostra foi controlada pela variação
da distância de irradiação e foi medida por um pirômetro ótico (modelo IR-AH 3SU-
Chino). A distância (d) entre o bocal da tocha e a superfície da amostra foi variada na
faixa de 4 a 12 cm, correspondendo a uma temperatura de saturação entre 1697 K e
1995 K. A taxa de erosão foi calculada dividindo-se a variação de seu peso antes e
após o ensaio, pelo tempo de exposição que variou na faixa de 0 a 90 s.
Várias amostras foram testadas nas mesmas condições de
temperatura de saturação e tempo de exposição para a obtenção de valores médios
com maior nível de confiança. As amostras foram usinadas em geometria cilíndrica com
diâmetro de (12,0±0,3) mm. A Figura 48 mostra um desenho esquemático e a foto da
região de processo de materiais de barreira térmica utilizando uma tocha de plasma.
92
Porta
amostras
Fonte de
potência
aranodo
catodo
Amostra
(alvo)
Jato de
plasma
Pirômetro
ótico Porta
amostras
Fonte de
potência
aranodo
catodo
Amostra
(alvo)
Jato de
plasma
Pirômetro
ótico Porta
amostras
Fonte de
potência
aranodo
catodo
Amostra
(alvo)
Jato de
plasma
Pirômetro
ótico
Figura 48: Desenho esquemático e foto do ensaio de ablação de materiais de barreira térmica utilizando uma tocha de plasma.
Para determinar o fluxo térmico incidente foi utilizado um calorímetro
de parede fria, exposto sob mesmas condições de escoamento a que é submetida a
amostra. Portanto, foram feitas medidas do fluxo térmico, para diferentes distâncias,
com relação ao bocal de saída da tocha, ao longo do eixo central do jato de plasma
produzido. Estas medidas foram obtidas utilizando-se o método conhecido como
calorímetro transiente mostrado na Figura 49, que é constituído de um pequeno disco
de cobre, cuja superfície frontal é diretamente exposta ao jato de plasma, durante um
período de tempo.
O disco de cobre utilizado tem 10 mm de diâmetro e foi fixado num
cilindro de suporte feito com material de baixa condutividade térmica (~2W/mK) em
comparação com o cobre (398W/mK). Tendo sido montado num braço giratório que
permite rapidamente introduzir e remover este conjunto no jato de plasma.
93
(a) (b)
Figura 49: (a) Foto do calorímetro exposto ao jato de plasma; (b) Esquema do calorímetro:1 disco de cobre, 2 termopar, 3, 4 suportes isolantes, 5 tubo de
sustentação.
A elevação da temperatura do calorímetro é medida com um termopar
tipo k, conectado no centro da superfície posterior do disco de cobre, sendo monitorada
e gravada num osciloscópio digital, modelo Tektronix TDS 1002B. Assumindo que o
fluxo de calor seja constante e abruptamente aplicado no cilindro de cobre, a resposta
da temperatura em função do tempo, numa aproximação de primeira ordem será dada
por:
pCqTT /0 (4.1)
onde: T-T0 é o incremento de temperatura com relação a temperatura
ambiente; q é fluxo de calor (W/m2); η – tempo de exposição (s); ρ é massa específica
(kg/m3); Cp calor específico (J/kgK); δ é espessura do cilindro de cobre (m);
O gráfico que mostra a temperatura do calorímetro em função do
tempo de exposição ao jato de plasma, mostrado na Figura 50, para 5 distâncias do
calorímetro com relação ao bocal de saída da tocha, mostra um exemplo dos valores
obtidos experimentalmente com a tocha operando com uma corrente de 135 A, tensão
94
de 306 V e vazão de 5,4.10-3 kg/s de ar comprimido na pressão de 3 atmosferas.
Parâmetros que foram mantidos constantes em todos os ensaios realizados.
2 3 4 5 6
0
100
200
300
400
500
600
700
800
900
1000
11002 3 4 5 6
300
400
500
600
700
800
900
1000
1100
1200
1300
oC
s
40mm
60mm
80mm
100mm
120mm
K
Figura 50: Temperatura do calorímetro em função do tempo de exposição ao jato de plasma, para 5 distâncias com relação ao bocal de saída da tocha.
Como é difícil determinar o exato momento em que o calorímetro é
exposto ao jato de plasma pode-se fazer uso da derivada da expressão (1) obtendo a
equação:
d
dTCq p (4.2)
Tomando pequenos valores de incremento da temperatura do
calorímetro (~200K), com relação a temperatura ambiente e considerando-se as
seguintes propriedades do disco de cobre utilizado: espessura (δ=1,3mm), massa
específica (=9g/cm3), calor especifico (Cp=0,4 J/gK); torna-se possível estimar o fluxo
95
de calor incidente para cada posição do calorímetro, conforme mostrado na tabela 7 e
Figura 51.
Tabela 7: Fluxo térmico (MW/m2) incidente no calorímetro em função do incremento de temperatura por tempo de exposição ao jato de plasma (K/s).
Posição (mm) ΔT/Δt (K/s) MW/m2 média desvio média desvio média desvio
40 2 467 12 2,19 0,06 60 2 292 10 1,37 0,05 80 2 192 8 0,90 0,04
100 2 138 8 0,65 0,04 120 2 97 7 0,45 0,03
Através do gráfico da Figura 51 é possível obter uma equação do fluxo de calor
(q) incidente em função da distância (x) entre o calorímetro e o bocal de saída do jato
da tocha de plasma.
23,038exp7,5 xq (4.3)
40 60 80 100 120
0,0
0,2
0,4
0,6
0,8
1,0
1,2
1,4
1,6
1,8
2,0
2,2
2,4
y = A1*exp(-x/t1) + y0
y0 0.233 ±0.085
A1 5.66 ±0.57
t1 37.5 ±4.3
MW/m2
ExpDec1 fit of Data1_I
MW
/m2
mm
Figura 51: Fluxo térmico em função da distância entre o calorímetro e o bocal de saída do jato da tocha de plasma.
96
4.3. ENSAIO DE ABLAÇÃO POR PLASMA TÉRMICO
Os corpos-de-prova submetidos ao ensaio de ablação foram extraídos
de preformas obtidas por bobinagem inclinada e bobinagem paralela, mostrado na
Figura 52.
Top sample
Lateral sample
α= 22o
(a) Bobinagem paralela: posições de onde foram extraídas as amostras para o teste.
Biased sample
α = 22o e β = 20o
(b) Bobinagem inclinada: posição de onde foram extraídas as amostras para o teste.
Figura 52: Posição de extração das amostras obtidas pelos dois processos de bobinagem.
Amostra por Bobinagem inclinada
Amostra lateral
Amostra de topo
Amostra por Bobinagem inclinada
97
Utilizou-se uma serra copo, para retirada de pequenos cilindros com
diâmetro de 12,5 mm em posições indicadas nas figuras 52 (a) e (b). Após o corte as
amostras foram usinadas com diâmetro de (12,0±0,3) mm, as amostras foram
identificadas e pesadas em uma balança de precisão (±0,0001g). Uma nova pesagem
dos corpos-de-prova também foi feita logo após exposição ao fluxo térmico, para
determinar a taxa de massa removida por unidade de área e tempo de exposição ao
jato de plasma (kg/m2s), conhecida como taxa de perda de massa específica.
4.4. RESULTADO DO ENSAIO DE ABLAÇÃO
Pode-se observar que nos dois processos de fabricação, bobinagem
inclinada e bobinagem paralela (corte lateral e corte de topo), a perda de massa das
amostras aumenta com o tempo de exposição ao jato de plasma e com o aumento do
fluxo térmico, como mostrado nas Figuras 53 a 55. Observa-se que as amostras obtidas
por bobinagem paralela corte lateral apresentam maior remoção de massa em relação
às amostras corte de topo e amostras obtidas por bobinagem inclinada, isso ocorre
devido à orientação das fibras.
20 40 60 80 100
tempo de exposição, s
0.2
0.4
0.6
0.8
1
perd
a d
e m
ass
a , g
Topo
Inclinada
Lateral
Figura 53: Variação de perda de massa com o tempo para um fluxo de 0,626MW/m2.
98
20 40 60 80 100
tempo de exposição, s
0.2
0.4
0.6
0.8
1
perd
a d
e m
assa
, g
Topo
Inclinada
Lateral
Figura 54: Variação de perda de massa com o tempo para um fluxo de 0,903 MW/ m2.
20 40 60 80 100
tempo de exposição, s
0.2
0.4
0.6
0.8
1
1.2
perd
a d
e m
assa
, g
Topo
Inclinada
Lateral
Figura 55: Variação de perda de massa com o tempo para um fluxo de 1,376 MW/ m2.
99
Três orientações de fibras foram avaliadas em relação ao eixo central
do jato de plasma: fibras paralelas ao eixo (bobinagem paralela – corte lateral). Fibras
com um ângulo de 68° em relação ao eixo do jato de plasma (bobinagem paralela –
corte topo) e fibras com um ângulo de 48° em relação ao eixo do jato de plasma
(bobinagem inclinada), como mostrado na Figura 56.
Tocha de plasma Tocha de plasma Tocha de plasma
(a) bobinagem paralela (b) bobinagem paralela (c) bobinagem inclinada
corte lateral - ângulo de 00 corte topo - ângulo de 680 ângulo de 480
Figura 56: Orientação das fibras em relação ao eixo central do jato de plasma.
A orientação da fibra tem um comportamento importante sobre o
desempenho do material ablativo [4]. Uma orientação adequada deste material produz
efeitos sobre a resistência da camada de resíduo, sobre a delaminação que ocorre na
superfície do material e sobre a velocidade de erosão da estrutura do compósito.
Se as fibras são orientadas paralelamente ao fluxo de plasma, altas
resistências mecânicas no plano de orientação do reforço são produzidas e uma
condução de calor interna mínima também e obtém-se porque a transferência de calor
ocorre quase completamente através da resina e, com o empacotamento rigoroso das
fibras, isso se torna mais difícil.
O efeito resultante é uma ablação intensa, não uniforme e a tendência
a erosão mecânica é aumentada pelos gases formados no substrato do material. Esses
Eixo central do jato de plasma
Eixo central do jato de plasma
Eixo central do jato de plasma
100
gases são aprisionados pelas fibras rigorosamente empacotadas e aumentam a
pressão até formar trincas no material.
Observa-se que nas amostras com certo ângulo em relação ao eixo
central do jato de plasma a perda de massa é menor. As amostras obtidas por
bobinagem paralela corte de topo, obtém-se um ângulo de 68° das fibras em relação ao
eixo (situação mais próxima da condição do eixo paralelo às fibras) e na bobinagem
inclinada um ângulo de 48° (situação mais próxima a condição do eixo perpendicular as
fibras).
Este efeito é mostrado nas Figuras 57 e 58 onde observa-se a perda
de massa com o aumento de fluxo para tempos de 50 e 70 s.
0.6 0.8 1 1.2 1.4
fluxo de calor, MW/m2
0.3
0.4
0.5
0.6
0.7
0.8
0.9
perd
a d
e m
assa
, g
Topo
Inclinada
Lateral
Figura 57: Resultados da variação da massa total pelo fluxo de calor num tempo de exposição de 50s.
101
0.6 0.8 1 1.2 1.4
fluxo de calor, MW/m2
0.4
0.6
0.8
1
1.2
perd
a d
e m
assa
, g
Topo
Inclinada
Lateral
Figura 58: Resultados da variação da massa total pelo fluxo de calor num tempo de exposição de 70s.
Fibras orientadas perpendicularmente a direção do eixo oferecem
maior resistência ao esforço cortante do fluxo e minimizam a erosão mecânica da
superfície reduzindo a velocidade ablativa. Isso porque o maior comprimento da fibra
continua sustentado pela resina fenólica, já que ela não é tão facilmente removida pela
corrente de gás à alta velocidade, fazendo com que o material possua maior resistência
à erosão mecânica. Essa resistência a erosão é diminuída regularmente a medida que
as fibras se aproximam da orientação paralela ao eixo. Existem também limitações
básicas para esse tipo de orientação. As propriedades mecânicas são relativamente
baixas no plano perpendicular as fibras, isto leva a ocasional remoção de material e
falhas por tensão, durante a ablação. Com fibras orientadas dessa forma, paralelas ao
eixo do jato de plasma, a velocidade de transferência de calor do substrato do material
pode ser apreciavelmente mais alta porque elas fornecem uma linha de condução direta
102
para o interior, aumentando a espessura necessária para o material produzir a isolação
desejada.
Na Figura 55, ainda pode-se observar que para um fluxo de 1,376
MW/m2 a perda de massa para a amostra obtida por bobinagem paralela-corte de topo
é menor que a amostra obtida por bobinagem inclinada e bobinagem paralela-corte
lateral. Isso ocorre porque inicialmente a energia incidente (jato de plasma) na
superfície é absorvida, e então conduzida para dentro do material numa velocidade que
depende da condutividade térmica do material.
Como se tem fibras em direções diferentes tem-se condutividades
diferentes nas amostras por serem obtidas em diferentes processos. Observa-se este
fenômeno até aproximadamente 40s. Após este tempo percebe-se que a curva para o
processo de bobinagem inclinada tem uma perda de massa bem menor, decorrente da
elevada temperatura na superfície e região adjacente. Nestas condições iniciam-se
rapidamente processos de degradação térmica dessa porção de material.
Essa degradação envolve processos endotérmicos que absorvem
grande parte do calor incidente, impedindo-o de passar para o restante do material
(formação do char). Os componentes orgânicos do compósito são pirolizados gerando
voláteis de composição variada, contendo vapor d‟água, diluentes (solventes) residuais
ou mesmo polímeros de baixo peso molecular. Após essa degradação parcial, uma
camada de resíduo rígido e poroso é formada. Esse material recém formado possui
propriedades termofísicas diferentes do material original e atua como barreira térmica
entre o material em início de degradação (região de pirólise) e os gases quentes de
combustão.
Como mostra a Figura 59, a taxa de perda de massa específica é
maior nos primeiros 30s de exposição ao jato de plasma. Sendo mais acentuada nas
amostras com exposição do corte lateral, que nas amostras com exposição com corte
de topo e por bobinagem inclinada.
103
BOBINAGEM PARALELA:
CORTE LATERAL CORTE DE TOPO
0 20 40 60 80 100
tempo, s
0
0.1
0.2
0.3
0.4
taxa d
e p
erd
a d
e m
assa
esp
ecíf
ica
, kg
/m2.s
q = 0.464 MW/m2
q = 0.626 MW/m2
q = 0.903 MW/m2
q = 1.376 MW/m2
q = 1.725 MW/m2
0 20 40 60 80 100
tempo, s
0
0.04
0.08
0.12
0.16
0.2
taxa d
e p
erd
a d
e m
assa
esp
ecíf
ica
, kg
/m2.s
q = 0.464 MW/m2
q = 0.626 MW/m2
q = 0.903 MW/m2
q = 1.376 MW/m2
q = 1.725 MW/m2
BOBINAGEM INCLINADA
20 40 60 80 100 120
tempo, s
0.04
0.08
0.12
0.16
taxa d
e p
erd
a d
e m
assa
esp
ecíf
ica
, kg
/m2.s
q = 0.626 MW/m2
q = 0.903 MW/m2
q = 1.376 MW/m2
q = 1.725 MW/m2
Figura 59: Variação da taxa de perda de massa específica para cada amostra.
tempo de exposição (s) tempo de exposição (s)
104
4.5. SIMULAÇÃO COMPUTACIONAL
Um modelo computacional foi usado para simular um processo
unidimensional de ablação, e comparar com os dados obtidos experimentalmente. As
amostras dos materiais foram expostas a um jato de plasma e suas temperaturas e
fluxos de calor medidos. Neste estudo o objetivo foi avaliar o comportamento evolutivo
das grandezas investigadas, a fim de verificar a coerência entre os resultados
experimentais e teóricos sob uma abordagem física e qualitativa.
Os dados utilizados na simulação são apresentados na tabela 8 [43].
Algumas das propriedades termofísicas dos materiais ablativos foram medidos durante
as experiências e outros foram obtidos de diversas fontes da literatura, por exemplo, os
valores para a condutividade térmica. O valor mais elevado (11 W/m2 oC) é considerado
quando a fibra é normal à superfície onde o fluxo de calor é aplicado e o valor mais
baixo (0,8 W/m2 oC) é daquele em que as fibras ficam paralelos à superfície submetido
ao fluxo de calor. Ambos os casos foram considerados no modelo teórico.
Tabela 8: Propriedades do compósito fibra de carbono e resina fenólica.
Propriedade Material virgem
Char
k (W/m2.oC) 0,8-11 1.73
Cp (J/kg.oC) 1300 1800
ρ (kg/m3) 1700 1184
ε 0,92 0,7 Calor de pirólise (MJ/kg) 2,33 Temperatura de pirólise (
oC) 350
Calor de fusão/sublimação(MJ/kg) 10,5 Temperatura de fusão (
oC) 3700
O problema da condução de calor unidimensional foi resolvido
considerando uma superfície adiabática a uma temperatura inicial de 27 °C (300 K). Os
mesmos fluxos de calor medidos nas amostras, 0,464 MW/m2, 0,626 MW/m2, 0,903
MW/m2, 1,376 MW/m2 e 1,725 MW/m2, foram aplicados ao modelo. A tabela 9 mostra a
temperatura da superfície da amostra exposta ao jato de plasma, para o ensaio
experimental e para a simulação. O desvio dos resultados numéricos em relação aos
105
dados experimentais sobe de -7,82% para 18,7%. Tendo em vista a incerteza dos
resultados experimentais, a abordagem simples usada no modelo matemático (que
omite a influência de vários processos físicos) e os valores das propriedades utilizadas
no cálculo, que foram extraídos a partir de diversas fontes [44, 45, 46], e,
consequentemente, estão sujeitas a diferentes condições de avaliação, os resultados
teóricos apresentam coerência com os experimentais, ou seja, têm um comportamento
evolutivo similar, como mostrado na Figura 60.
Tabela 9: Temperatura da superfície após 90s de ensaio.
Caso Fluxo de calor, MW/m2 oC
0,464 0,626 0,903 1,376 1,725
Simulação – k = 0.8 W/m2K 1,113 1,342 1,624 1,942 2,097
Simulação – k = 11 W/m2K 1,070 1,321 1,620 1,944 2,103
Simulação – Média 1,091 1,331 1,622 1,943 2,100 Bobinagem paralela - topo 1,200 1,190 1,450 1,640 1,745 Bobinagem paralela - lateral 1,167 1,275 1,375 1,667 1,792 Bobinagem paralela - Média 1,183 1,232 1,412 1,653 1,768 % Desvio (relative ao experimento)
-7,82 8,03 14,8 17,5 18,7
0.4 0.8 1.2 1.6 2
fluxo de calor, MW/m2.oC
800
1200
1600
2000
2400
Tem
pera
tura
, oC
Experimental
Simulação
Figura 60: Variação da temperatura na superfície da amostra em função do fluxo de calor para t = 90 s.
106
As Figuras 61, 62 e 63 mostram a comparação entre os resultados
experimentais de todas as amostras e os valores de condutividade térmica utilizada na
simulação computacional para a taxa de perda de massa específica. Os resultados
experimentais estão presentes como os pontos resultantes de medições e as
respectivas curvas, de acordo com a inclinação da fibra. Em todos os casos, a taxa de
perda de massa específica parece estar subestimada pela simulação numérica. Os
resultados numéricos mostram uma pequena influência da variação de condutividade
térmica. Os resultados para ambos os valores utilizados (0,8 e 11 W / m2.oC) estão
relativamente próximos. Na Figura 61, as curvas das amostras obtidas por bobinagem
paralela (amostra corte lateral e amostra corte de topo) e bobinagem inclinada
produzem a mesma inclinação comparada com a simulação numérica, sem se
interceptarem.
20 40 60 80 100
tempo, s
0.02
0.04
0.06
0.08
0.1
0.12
0.14
taxa
de p
erd
a d
e m
ass
a e
specí
fica
, kg
/m2s
Simulação - k = 0.8 W/m2K
Simulação - k = 11 W/m2K
Bobinagem inclinada
Bobinagem paralela - amostra lateral
Bobinagem paralela - amostra topo
q = 0.626 MW/m2
Figura 61: Taxa de perda de massa específica: simulação e resultados experimentais
para q = 0.626 MW/m2.
107
A intersecção entre as curvas de simulação numérica para ambos os
valores de condutividade térmica aparecem em todos os casos, mas apenas os últimos
dois casos para os resultados experimentais (veja Figuras 62 e 63. Apesar do primeiro
caso (Figura 61) não apresentar tal intersecção, estas curvas apresentam
comportamento semelhante dos seus homólogos numéricos. Em todos os casos, as
curvas de amostra lateral apresenta um nível de taxa de perda de massa bem superior
as outras duas amostras. Isso indica que a influência da orientação das fibras e a
variação da condutividade térmica, afeta o processo de ablação.
20 40 60 80 100
tempo, s
0.04
0.08
0.12
0.16
taxa d
e p
erd
a d
e m
assa e
sp
ecíf
ica,
kg
/m2s
Simulação - k = 0.8 W/m2K
Simulação - k = 11 W/m2K
Bobinagem inclinada
Bobinagem paralela - amostra lateral
Bobinagem paralela - amostra de topo
q = 0.903 MW/m2
Figura 62: Taxa de perda de massa específica: simulação e resultados experimentais para q = 0.903 MW/m2.
108
20 40 60 80 100
tempo, s
0.04
0.08
0.12
0.16
0.2
taxa d
e p
erd
a d
e m
assa e
sp
ecíf
ica,
kg
/m2s
Simulação - k = 0.8 W/m2K
Simulação - k = 11 W/m2K
Bobinagem inclinada
Bobinagem paralela - amostra lateral
Bobinagem paralela - amostra de topo
q = 1.376 MW/m2
Figura 63: Taxa de perda de massa específica: simulação e resultados experimentais para q= 1.376 MW/m2.
Quando as fibras estão dispostas paralelamente ao eixo do jato de
plasma, a condução ocorre basicamente através da resina, e o resultado é uma ablação
intensa e não uniforme, como observamos para cada fluxo descrito para a amostra
obtida por bobinagem paralela corte lateral. Fibras orientadas perpendicularmente a
direção do eixo oferecem maior resistencia ao esforço cortante do gás e minimizam a
erosão mecânica da superfície reduzindo a velocidade ablativa, como mostram as
Figuras 61 a 63. A discrepância entre os resultados experimentais e numéricos é
resultado de processos físicos não computados no modelo teórico. Por exemplo, efeito
de catalicidade da superfície através da reação das espécies produzidas no jato de
plasma com a superfície à temperatura elevada pode aumentar o fluxo de calor. Uma
vez que podem ocorrer reações exotérmicas, tal aumento pode ter resultado em taxas
109
de aquecimento e taxas de perda de massa mais elevadas, o que não foi considerado
na simulação numérica.
Na pirólise a resina produz produtos gasosos que permeiam em
direção à superfície aquecida e são injetados na camada limite que altera as suas
propriedades, normalmente resultando em uma redução no aquecimento por
convecção. Além disso, as reações químicas entre o material da superfície da camada
limite e as espécies podem resultar em consumo do material de superfície dianteira
para a superfície de recessão. Essas reações podem ser endotérmicas (vaporização,
sublimação) ou exotérmicas (oxidação) e terão um impacto importante sobre energia
para a superfície. Estes efeitos podem resultar no aumento da taxa de perda de massa
e a diminuição da temperatura, quando comparado com o modelo matemático. Esses
efeitos estão implícitos nos parâmetros físicos, que foram medidos em condições
específicas, não exatamente aplicável ao fenômeno físico real e ambos ocorrem em
altas temperaturas. É esperado que esses efeitos ocorram durante os ensaios em tocha
de plasma pois as temperaturas na superperfície das amostras podem atingir
patamares entre 3600oC e 5000oC.
A intersecção entre as curvas para a taxa de perda de massa com o
tempo, entre os processos de bobinagem inclinada e paralela lateral aparentam ser
consequência principalmente da variação de condutividade térmica em função do
ângulo de inclinação das fibras, já que os dois processos estão bem distantes da curva
de bobinagem paralela de topo, em que as fibras são paralelas ao fluxo de calor, e
consequentemente diversos processos envolvidos na ablação são totalmente
suprimidos ou potencializados, em comparação com aqueles em que as fibras estão
inclinadas em relação ao fluxo. Quando os resultados experimentais são comparados
com a simulação numérica para dois valores extremos de condutividade térmica (0,8
W/m2.oC quando a fibra é perpendicular ao fluxo e 11 W/m2.oC quando a fibra é
paralela), observa-se o mesmo comportamento. Verifica-se ainda que, a medida que o
fluxo de calor aumenta, o ponto de cruzamento tende para a direita, no sentido de
convergência das curvas nos tempos iniciais.
110
A possível explicação para esse comportamento, baseada nos
resultados numéricos, está relacionada com a diferença de condutividade entre a
camada carbonizada (“char”) e o material virgem. O “char” é isolante, apresentando
uma condutividade um pouco maior que o menor valor considerado para o material
virgem (1,73 W/m2.oC), e atinge temperaturas bem maiores que este, pois está
diretamente exposto ao jato de plasma, e sua temperatura superficial máxima (ponto de
fusão) pode chegar a 3700º C.
Assim, de acordo com a Figura 64, é possível entender o processo.
Na primeira coluna, está a posição da frente de pirólise, que separa o material virgem
do “char”. No caso da condutividade mais baixa, o calor incidente na superfície demora
mais para se difundir pelo material, e a temperatura de pirólise é atingida mais cedo, em
uma espessura menor. Nesse caso, começa a formação de “char” rapidamente.
No caso da condutividade mais alta, o calor se difunde mais rápido,
tornando o gradiente de temperatura menor. Isso faz com que a temperatura de pirólise
leve mais tempo para ser atingida. Em ambos os casos, quando isso acontece, a
velocidade da frente de pirólise dispara até um pico, e logo depois começa a cair, já que
a camada de “char” formada se torna uma resistência térmica. Este comportamento
pode ser visto na coluna direita.
Nos dois casos (condutividade alta e baixa), é possível observar que a
velocidade da frente de pirólise converge com o tempo, e que o ponto de cruzamento
converge para tempos menores a medida que o fluxo aumenta. Isso acontece porque,
no caso da condutividade baixa, o “char” tem menor resistência térmica, o que faz com
que o início da pirólise seja praticamente instantâneo em relação ao início da incidência
do fluxo de calor.
No caso da condutividade alta, esse tempo se torna menor a medida
que o fluxo aumenta, tendendo para o mesmo valor do caso de baixa condutividade.
111
0 20 40 60 80 100
tempo, s
0
0.002
0.004
0.006
0.008
0.01
0.012
0.014P
osiç
ão
da f
ren
te d
e p
irólis
e,
m
C-Fenólica, q = 0.626 MW/m2
Simulação - k = 0,8 W/m2 K
Simulação - k = 11 W/m2 K
0 20 40 60 80 100
tempo, s
-0.0001
-8e-005
-6e-005
-4e-005
-2e-005
0
Ta
xa
de r
ecessã
o d
a f
ren
te d
e p
irólis
e,
m/s
C-Fenólica, q = 0.626 MW/m2
Simulação - k = 0,8 W/m2 K
Simulação - k = 11 W/m2 K
0 20 40 60 80 100
tempo, s
0
0.002
0.004
0.006
0.008
0.01
0.012
0.014
Posiç
ão
da f
ren
te d
e p
irólis
e,
m
C-Fenólica, q = 0.903 MW/m2
Simulação - k = 0,8 W/m2 K
Simulação - k = 11 W/m2 K
0 20 40 60 80 100
tempo, s
-0.00012
-8e-005
-4e-005
0T
axa
de r
ecessã
o d
a f
ren
te d
e p
irólis
e,
m/s
C-Fenólica, q = 0.903 MW/m2
Simulação - k = 0,8 W/m2 K
Simulação - k = 11 W/m2 K
0 20 40 60 80 100
tempo, s
0
0.002
0.004
0.006
0.008
0.01
0.012
0.014
Posiç
ão
da f
ren
te d
e p
irólis
e,
m
C-Fenólica, q = 1.376 MW/m2
Simulação - k = 0,8 W/m2 K
Simulação - k = 11 W/m2 K
0 20 40 60 80 100
tempo, s
-0.0002
-0.00015
-0.0001
-5e-005
0
Ta
xa
de r
ecessã
o d
a f
ren
te d
e p
irólis
e,
m/s
C-Fenólica, q = 1.376 MW/m2
Simulação - k = 0,8 W/m2 K
Simulação - k = 11 W/m2 K
Figura 64: Diferença de condutividade entre a camada carbonizada (“char”) e o material virgem.
112
Na figura 65, é possível observar a consequência deste
comportamento no campo de temperaturas, após um período de 90 segundos. No caso
de baixa condutividade, são observados gradientes de temperatura maiores na região
de material virgem, o que resulta em temperaturas mais baixas na superfície do lado
oposto ao fluxo de calor. No caso de condutividade alta, praticamente não há gradiente
de temperatura no material virgem, o resulta numa temperatura mais alta no lado
oposto ao fluxo. Tal fato é relevante em termos de proteção térmica, já que um dos
objetivos do escudo térmico ablativo é assegurar que as temperaturas se mantenham
abaixo dos limites de operação. Em ambos os casos, o perfil de temperatura da camada
de “char” é bastante semelhante.
0 0.005 0.01
Y (profundidade) , m
0
500
1000
1500
Te
mp
era
tura
,K
X Y
Z
q = 0.626 MW/m2
k =0.8 W/m.oC
k =11 W/m.oC
Frame 001 17 Mar 2015 CAMPOS | CAMPOSFrame 001 17 Mar 2015 CAMPOS | CAMPOS
0 0.005 0.01
Y (profundidade) , m
0
1000
2000
Te
mp
era
tura
,K
X Y
Z
q = 0.903 MW/m2
k =0.8 W/m.oC
k =11 W/m.oC
Frame 001 17 Mar 2015 CAMPOSFrame 001 17 Mar 2015 CAMPOS
0 0.005 0.01
Y (profundidade) , m
0
1000
2000
Te
mp
era
tura
,K
X Y
Z
q = 1.376 MW/m2
k =0.8 W/m.oC
k =11 W/m.oC
Frame 001 17 Mar 2015 CAMPOSFrame 001 17 Mar 2015 CAMPOS
Figura 65: Perfil de temperatura da camada de “char” para diferentes fluxos de calor.
113
4.6. MICROSCOPIA ELETRÔNICA DE VARREDURA (MEV)
Realizou-se a análise da microestrutura (MEV) e composição (EDS)
da amostra virgem e de algumas amostras selecionadas na Figura 66 após ensaio de
ablação, sem haver necessidade de recobrimento condutor. Foi utilizado um
microscópio eletrônico de varredura marca LEO modelo 435VPi Zeiss do departamento
de Materiais (AMR) do IAE.
Figura 66: Amostras ensaiadas e selecionadas para análise de MEV.
MEV
MEV
MEV
AMOSTRA NÃO ENSAIADA
114
As Figuras 67 e 68 mostram a superfície das amostras antes e após o
ensaio, ilustrando o intenso efeito de degradação da superfície causado pelo plasma
em condições ablativas. A superfície torna-se extremamente rugosa em comparação
com a superfície não ensaiada.
amostra lateral
Figura 67: Microscopia da superfície de uma amostra de topo sem estar ensaiada - aumento de 28x.
Figura 68: Microscopia da superfície de uma amostra obtida por bobinagem paralela (corte lateral) após 30 s de ensaio de plasma sob um fluxo de 0,5 MW/m2 - aumento de
30x.
Top sample
Lateral sample
amostra de topo
TRINCAS
TRINCAS
115
O processo de ablação, no contexto deste trabalho, está sendo
entendida como o processo pelo qual o material se desgasta quando submetido a
condições extremamente severas de temperaturas. Esse desgaste do material ocorre
de forma progressiva, em algumas etapas que envolvem fenômenos distintos. Com o
aumento da temperatura na superfície e região adjacente, iniciam-se rapidamente os
processos de degradação térmica nestas regiões. Essa degradação envolve processos
endotérmicos que absorvem grande parte do calor incidente, impedindo-o de passar
para o restante do material. Após essa degradação parcial, uma camada de resíduo
rígido e poroso é formada, conforme ilustrado na Figura 69. Esse material recém
formado possui propriedades termofísicas diferentes do material original e atua como
barreira térmica entre o material em início de degradação (região de pirólise) e os gases
de combustão. Essa camada carbonizada formada durante esse processo é
denominada “char”. Essa camada é formada devido a pirólise da resina fenólica, os
gases produzidos na pirólise atravessam a camada carbonizada (escoamento em meio
poroso), absorvendo energia por calor sensível e sofrendo craqueamento, como
mostrado na Figura 70.
Figura 69: Camada carbonizada da amostra obtida pelo processo de bobinagem paralela - corte lateral após 30 s de ensaio de plasma sob um fluxo de 0,5 MW/m2 –
aumento de 29 x.
CAMADA CARBONIZADA – “CHAR”
116
TRINCAS
Figura 70: Trincas na superfície da amostra (bobinagem paralela - corte lateral, após 30 s de ensaio de plasma sob um fluxo de 0,5 MW/m2) devido a pirólise da resina fenólica
aumento de 104 x.
Como mostrado na Figura 70, o material pirolizado sofre contrações
devido aos processos já expostos. Isto provoca o surgimento de tensões internas que,
quando excedem os seus limites de resistência, provocam trincas e aparecimento dos
poros na superfície conferindo ao material, uma aparência de esponja rígida de carvão.
Com o aumento da região (a) identificada na Figura 70, pode-se observar corrosões e
escavações típicos de um ataque termo-oxidativo, (veja Figura 71(a)), com formação de
geometrias pontiagudas (agulha), como mostrado na Figura 71 (b) e (c), devido a
oxidação na fibra de carbono ocorrer sempre do exterior para interior da fibra,
provavelmente, a partir de alguns defeitos de estrutura. A amostra foi exposta a um
baixo fluxo 0,5 MW/m2, e tempo pequeno de exposição (30 s), por esse motivo
observam-se quantidades de resina no interior da amostra, como mostrado na Figura
71(a).
(a)
117
(a) aumento de 337 x
(c) aumento de 1860x
Figura 71: Bobinagem paralela (corte lateral), após 30 s de ensaio de plasma sob um fluxo de 0,5 MW/m2 - Fibra de carbono com formação de geometrias pontiagudas.
(b) aumento de 1120 x
RESINA FENÓLICA
Região (a)
118
A Figura 72 mostra as micrografias referentes às amostras de
compósitos que foram expostas a um fluxo térmico de 0,5 MW/m2 e 0,9 MW/m2 durante
30 e 90 segundos. Observa-se na tabela 10 que a quantidade de massa removida
aumenta com o aumento do fluxo térmico incidente em ambos os processos, porém em
proporções diferentes.
Tabela 10: Perda de massa das amostras com variação do fluxo térmico (MW/m2) e com o tempo (s).
BOBINGEM PARALELA CORTE DE
TOPO Δ m (g)
BOBINGEM INCLINDA
Δ m (g)
BOBINGEM PARALELA
CORTE LATERAL
Δ m (g)
TEMPO (s) FLUXO MW/M2
0,2776 0,3263 0,4853 30 0,626
0,4178 0,4499 0,5472 50 0,626
0,5098 0,4844 0,7310 70 0,626
0,5327 0,5426 0,7785 90 0,626
0,3427 0,3766 0,5306 30 0,903
0,5339 0,4026 0,7510 50 0,903
0,6558 0,5707 0,8079 70 0,903
0,6282 0,7770 0,8446 90 0,903
0,3940 0,4474 0,6664 30 1,376
0,6689 0,5534 0,7828 50 1,376
0,7934 0,6137 0,9125 70 1,376
0,8461 0,7322 0,9944 90 1,376
Pelo processo de bobinagem inclinada (Figuras 72-a e 72-d)
percebemos que a amostra foi menos afetada que pelo processo de bobinagem
paralela corte lateral (Figuras 72-c e 72-f), devido à orientação das fibras em relação ao
eixo central do jato de plasma. Se as fibras são orientadas paralelamente ao eixo, altas
resistências mecânicas no plano de orientação do reforço são produzidas e a condução
de calor interna ocorre quase completamente através das fibras. A orientação paralela
do reforço em relação eixo central do jato de plasma também permite que os produtos
gasosos de decomposição sejam mais facilmente liberados sem destruir a integridade
da estrutura.
119
Amostras obtidas após 30 s de ensaio de plasma sob um fluxo de 0,5 MW/m
2
Amostras obtidas após 90 s de ensaio de plasma sob um fluxo de 0,9 MW/m
2
(a)Bobinagem inclinada - Aumento de 300 x (d)Bobinagem inclinada - Aumento de 1200 x
(b)Bobinagem paralela (corte topo)-Aumento 300 x (e)Bobinagem paralela(topo)-Aumento 1000x
(c)Bobinagem paralela(corte lateral)-Aumento 337x
(f)Bobinagem paralela(lateral)-Aumento 1120x
Figura 72: Micrografias referentes às amostras de compósitos que foram expostas a um fluxo térmico de 0,5 MW/m2 e 0,9 MW/m2 durante 30 segundos e 90 segundos.
120
Com fibras orientadas dessa forma a velocidade de transferência de
calor ao substrato do material pode ser apreciavelmente mais alta porque elas fornecem
uma linha de condução direta para o interior, resultando numa maior taxa de ablação e
não uniforme como mostrado na Figura 72-(f). Outro importante efeito observado pela
análise de MEV é a corrosão anisotrópica produzida na região de fibra de carbono em
função da direção do jato de plasma em relação ao eixo da fibra, mostrando que a
corrosão ocorre sempre da extremidade para o centro da fibra, deixando-as em forma
de agulha como mostrado nas micrografias da Figura 72-(d)(e)(f). As análises de EDS
mostram a composição do compósito obtido por bobinagem inclinada após fluxo térmico
de 0,5 MW/m2 durante 30 segundos como mostrado na Figura 73. Observamos a
presença de C e O, característica da amostra e também traços de Si, provavelmente
resultado de uma possível contaminação durante o ensaio de plasma. Nessa amostra
utilizou-se um fio de quartzo para uma melhor fixação da amostra ao porta-amostra sem
folga e durante o ensaio de plasma esse fio deve ter se fundido e solidificado na
superfície da amostra.
Figura 73: Micrografia e espectro da superfície da amostra obtida por bobinagem inclinada após fluxo térmico de 0,5 MW/m2 durante 30 segundos.
121
5. CONCLUSÃO
Neste trabalho foi desenvolvido um novo processo de fabricação para a estrutura
ablativa dos divergentes, bobinagem inclinada, e comparada com o processo utilizado
atualmente, bobinagem paralela, através de ensaio de ablação em tocha de plasma.
O processo de fabricação desenvolvido, bobinagem inclinada de fitas tecidas, para as
estruturas ablativas que integram os divergentes do VLS, inédito no Brasil, é aplicável
também aos novos veículos que venham a ser desenvolvidos pelo Instituto de
Aeronáutica e Espaço, de acordo com as previsões do Plano Nacional de Atividades
Espaciais – PNAE, ou ainda em outros projetos que venham a ser conduzidos pelo
Comando da Aeronáutica.
Correlacionando-se os resultados obtidos neste trabalho, conclui-se que a tocha de
plasma pode ser utilizada para produzir escoamentos com alta entalpia (5,5 MJ/ Kg).
Sendo possível, com o aparato experimental disponível, reproduzir e medir fluxos de
calor desde 0,5MW/m2 até 2,2MW/m2, faixa de valores esta que abrange os fluxos
térmicos previstos para a reentrada da carga útil do VS-40 SARA e também
equivalente as condições ablativas similares das tubeiras de foguetes.
A realização destes testes preliminares mostra a viabilidade de abrir um campo de
pesquisas para desenvolvimento de materiais, até então inédito no Brasil. Sendo que
com o aperfeiçoamento deste banco de ensaios em tocha de plasma, pode-se dispor
de uma ferramenta indispensável para qualificação e certificação de inúmeros
materiais de proteção térmica para o setor aeroespacial.
Nos dois processos de fabricação desenvolvidos, bobinagem inclinada e bobinagem
paralela (corte lateral e corte de topo), a perda de massa por unidade de área das
amostras cresce linearmente com o tempo de exposição ao jato de plasma e depende
fortemente da temperatura da superfície da amostra, sendo que a taxa de massa
específica exibe crescimento exponencial com a temperatura. As amostras obtidas por
122
bobinagem paralela com exposição do corte lateral apresentam maior remoção de
massa em relação às amostras com exposição do corte de topo e amostras obtidas
por bobinagem inclinada.
A intersecção entre as curvas para a taxa de perda de massa com o tempo, entre os
processos de bobinagem inclinada e paralela lateral aparentam ser consequência
principalmente da variação de condutividade térmica em função do ângulo de
inclinação das fibras, já que os dois processos estão bem distantes da curva de
bobinagem paralela de topo, em que as fibras são paralelas ao eixo central do jato de
plasma, e consequentemente diversos processos envolvidos na ablação são
totalmente suprimidos ou potencializados, em comparação com aqueles em que as
fibras estão inclinadas em relação ao eixo.
Os resultados obtidos indicam que as amostras obtidas por bobinagem paralela-corte
de topo apresentam uma taxa de perda de massa superior às amostras obtidas por
bobinagem inclinada cerca de 14% para um fluxo de calor de 1,4 MW/m2.
As análises de micrografia eletrônica de varredura indicam que a região de fibras das
amostras sofre um processo de erosão menos intenso que a região de matriz e
depende da direção do fluxo de plasma em relação ao eixo da fibra. Outro fato
observado é o efeito de corrosão anisotrópica produzida na região de fibra de carbono
deixando-as em formato de “agulhas”.
Os resultados experimentais são comparados com a simulação numérica para dois
valores extremos de condutividade térmica (0,8 W/m2.oC quando a fibra é ortogonal ao
fluxo e 11 W/m2.oC quando a fibra é paralela), observa-se o mesmo comportamento.
Verifica-se ainda que, à medida que o fluxo de calor aumenta, o ponto de intersecção
tende para a direita, no sentido de convergência das curvas nos tempos iniciais. A
possível explicação para esse comportamento, baseada nos resultados numéricos,
está relacionada com a diferença de condutividade entre a camada carbonizada
(“char”) e o material virgem. O “char” é isolante, apresentando uma condutividade um
pouco maior que o menor valor considerado para o material virgem (1,73 W/m2.oC), e
123
atinge temperaturas bem maiores que este, pois está diretamente exposto ao jato de
plasma, e sua temperatura superficial máxima (ponto de fusão) pode chegar a 3700ºC.
É possível observar as consequências deste comportamento no campo de
temperaturas, após um período de 90 segundos. No caso de baixa condutividade, são
observados gradientes de temperatura maiores na região de material virgem, o que
resulta em temperaturas mais baixas em regiões mais distantes da superfície exposta
ao plasma. No caso de condutividade alta, praticamente não há gradiente de
temperatura no material virgem, o que resulta numa temperatura mais alta nesta
região. Tal fato é relevante em termos de proteção térmica, já que um dos objetivos do
escudo térmico ablativo é assegurar que as temperaturas se mantenham abaixo dos
limites de operação. Em ambos os casos, o perfil de temperatura da camada de “char”
é bastante semelhante.
Existe uma diferença entre os resultados numéricos e experimentais mas a ordem de
magnitude e o comportamento evolutivo dos parâmetros investigados podem ser
considerados coerentes dentro dos limites do modelo teórico proposto devido aos
processos físicos e químicos envolvidos no processo de ablação.
Conclui-se pelos resultados obtidos que o processo de fabricação de divergentes por
bobinagem inclinada de fitas tecidas possui propriedades ablativas superiores ao
processo utilizado atualmente, bobinagem paralela, podendo-se reduzir ainda mais o
peso dos divergentes, contribuindo para a constante necessidade de otimização de
massa dos foguetes. O processo tem sua reprodutibilidade garantida atendendo aos
requisitos de confiabilidade aplicáveis a indústria aeroespacial.
124
5.1. SUGESTÕES PARA ESTUDOS E TRABALHOS FUTUROS
Pesquisa na qualidade da interface fibras de carbono e resinas
fenólicas, focando a importância do tratamento superficial das fibras na qualidade da
adesão fibra/resina.
Pesquisa em sistemas de resina fenólica modificadas visando
melhoria da resistência mecânica dos laminados. Julga-se de extrema importância que
esses trabalhos de pesquisa sejam feitos com a participação de centros de excelência
em química, a fim de que possam ser desenvolvidas resinas fenólicas modificadas que
apresentem um bom compromisso entre as características térmicas e mecânicas.
Validação de ferramentas de cálculo e análise de transferência de
calor já desenvolvida, através da comparação com os valores de temperatura medidos
pelo IAE e apresentados neste trabalho.
Desenvolvimento de testes destes materiais em túnel de plasma (em
vácuo e atmosfera controlados) para ampliar a faixa de validação para aplicações em
ambientes rarefeitos, como em altas altitudes.
Agregar ao modelo teórico investigado, os efeitos de variação da
temperatura na superfície da amostra devido aos gases advindos da região de pirólise e
devido a catalicidade da amostra, no processo de interação com o plasma.
O modelo matemático apresentado pode ser estendido para mais
regiões do veículo, incorporando mais frentes móveis. Um modelo mais complexo de
ablação para material composto pode ser empregado, incluindo os efeitos do campo de
escoamento, injeção de massa, retirada mecânica da camada carbonizada, entre
outros. Incluir a dependência da pirólise com a temperatura, adicionando a equação de
Arrhenius na determinação da taxa de reação.
125
REFERÊNCIAS BIBLIOGRÁFICAS
[1] AEB . Programa Nacional de Atividades Espaciais (PNAE), 2012 – 2021. Brasília-DF: Minstério da Ciencia e Tecnologia, Agencia Espacial Brasileira, 2012.
[2] GOMES, V. A.; KASEMODEL, C. A. M. Programa Espacial Brasileiro: histórico do desenvolvimento dos meios de acesso ao espaço. São José dos Campos: CTA/IAE, 2010.
[3] CORRÊA, R. “Tubos Estruturais em Material Composto para Motores de Foguetes, Estudos em Dimensionamento e Tecnologia de Fabricação”, Tese de Mestrado, Instituto Tecnológico da Aeronáutica – ITA-CTA, 1979.
[4] TICK, S. J., Husson, G. R, Griese, R. “Designing of Ablative Thrust Chambers and Their Materials”, J. Spacecraft, v 2, n 3, p. 325, May/June 1965.
[5] LUBIN, G., “Handbook of Composites”, Society of Plastics Engineers – SPE, Van Nostrand Reinhold Company, 1982.
[6] THIMOTEO, H.P.C., “Estudo do Comportamento Ablativo de Composições Fenólicas com Carga”, Tese de Mestrado, IMA, UFRJ, Rio de Janeiro, 1986.
[7] OLIVEIRA, F.S., “ESTUDO DE MATERIAIS PARA FABRICAÇÃO DE BOCAIS DE MOTOR DE FOGUETE A PROPELENTE HÍBRIDO”,Tese de Mestrado,Universidade de Brasília Faculdade de Tecnologia Departamento de Engenharia Mecânica – 2013.
[8] CLEMENTS, H. R., Ward, G. T. “Fabrication of Ablative Liners for Large Solid Booster Nozzles”, J. Spacecraft, v 3, n 4, p. 483. Apr. 1966.
[9] CORRÊA, R., Faria, L.J. “Relatório de Atividades do Grupo de Estruturas em Materiais Compostos”, CTA- IAE- EDL- MAC, 1978.
[10] VASSALO, F. A., Wahl, N. E., Sterbutzel, G. A., Breal, J. L., The Study of Ablation of Structural Plastic Material. Cornell Aeronautical Laboratory, Inc. 1959.
[11] ASSOCIAÇÃO AEROESPACIAL BRASILEIRA. AAB Cronologia Resumida do Programa Espacial Brasileiro. Citado em: 23 de outubro de 2009.
[12] REZENDE, M.C., Botelho, E.C., “O Uso de Compósitos Estruturais na Indústria Aeroespacial” Polímeros vol.10 n.2 São Carlos Apr./June 2000.
[13] ISAKOWITZ, Steven J. et al. International Reference Guide to Space Launch Systems. 3th ed. Virginia: AIAA, 1999. p. 487-500.
126
[14] SAKAI, Paulo R., Análise da deformação de envelopes motores foguete devido à ação do tratamento térmico, 105p. Dissertação (Mestrado em Engenharia) – Instituto Tecnológico de Aeronáutica, São José dos Campos, 2005.
[15] BOSCOV, Jayme et al. Rocket motor cases in 300M steel: a pioneer development performed in the Brazilian space programme, In: ESA Symposium on European Rocket and Baloon Programmes and Related Research, 7, [S.L.]. Proceedings... [S.l.]: ESA, 1985.
[16] JONES, R.M. “Mechanics of Composite Materials”, International Student Edition, McGraw-Hill Kogakusha Ltd., 1975.
[17] CALLISTER JR., W.D.; Ciência e engenharia de materiais - Uma introdução. Tradução de S.M.S. Soares. 5.ed. Rio de Janeiro, RJ: LTC, 2002. ISBN 85-216-1288-5.
[18] THORNTON, E.A. (Ed.); Thermal structures and materials for high-speed flight - Edição de Washington, DC: AIAA, 1992. (Progress in Astronautics and Aeronautics; v. 140). ISBN 1-56347-017-9.
[19] REGAN, F.J.; ANANDAKRISHNAN, S.M. Dynamics of atmospheric re-entry. Washington, DC: AIAA, 1993. (AIAA education series). ISBN 1 56347 048 9.
[20] BOULOS, M.I. Thermal Plasma: Fundamentals and Applications. Plenum Press, New York, NY, 1994. ISBN 0-306-44607-3.
[21] HANDBOOK of composites / Edição de S.T. Peters . S. Peters. 2. ed. London: Chapman and Hall, 1998. 1118 p. ISBN 0 412 54020 7.
[22] LEITE, R. M. G., “Cálculo de Ablação com uma Abordagem Entálpica para a Mudança de Fase”, Tese de Doutorado, Instituto Tecnológico da Aeronáutica – ITA-CTA, 1999.
[23] LEVY NETO, F. e PARDINI, L. C. “Compósitos estruturais ciência e tecnologia”. São Paulo: Edgar Blücher, 2006. p. 336.
[24] BARBOSA, C.A.L., “Obtenção e Caracterização de Materiais Ablativos a Base de Compósitos de Fibra de Carbono/Resina Fenólica”. Dissertação de Mestrado – CTA/ ITA - São José dos Campos, 2004. 142 110.
[25] BOTELHO, E. C. Estudo Reológico de Resinas Fenólicas e Furfurílica na Obtenção de Materiais Carbonosos. São José dos Campos, 1998. 186 f. Dissertação de Mestrado em Ciências - Física de Plasmas - CTA/ITA.
[26] FRIDMAN, A. Plasma Chemistry. New York: Cambridge University, 2008.p.1022.
127
[27] GARDZIELLA, A.; PILATO, L.A.; KNOP, A. Phenolic Resins: Chemistry, Applications, Standardization, Safety and Ecology. 2nd edition. Berlin: Springer-Verlag, 1999, v. 1, p. 132.
[28] GOSH, N.N; KISKAN.B; YAGCI.Y. Polybenzoxazines - New high performance thermosetting resins: Synthesis and properties. Progress in Polymer Science. v.32. p.1344-1391, 2007.
[29] JUNIOR MEGIATTO, J. C. Fibras de sisal: Estudo de propriedades e modificações químicas visando aplicação em compósitos de matriz fenólica. 2006 f. 272. Dissertação - Tese de Doutorado (Ciências Físico-Química) - Universidade de São Paulo, São Paulo, 2006.115.
[30] KNOP, A.; PILATO, L.A. Phenolic Resins. Chemistry, Application and Performance- Future Directions. Springer-Verlag, Berlin, 1985
[31] MANO, E. B. Introdução a Polímeros. São Paulo: Editora Edgarg Blucher Ltda., 1985.
[32] MANO, E. B. Polímeros com Materiais de Engenharia. São Paulo: Editora Edgarg Blucher Ltda., 1991.
[33] PILATO, L.A.; MICHNO, M.J. Advanced Composite Materials. Berlin, German. Springer Verlag. 1994.19p.
[34] REGHUNADHAN NAIR, C. P. Advances in addition-cure phenolic resins. Progress in Polymer Science, V.29, p 401-498, 2004.
[35] ROSA, R. C. Estudo do comportamento fotofísico de prepregs de fibra de vidro e resina fenólica. 2006. p 106. Dissertação (Mestrado em Ciências) - CTA/ITA, São José dos Campos, 2006.
[36] SCHMIDT, D. L. – “Ablation” in : Engineering for Plastics” – Reinhold, New York, 1964, 815
[37] WARGA, J. J., “Investigation of effects of ablative discrepancies on nozzle performance reliability”, Aerojet Solid Propulsion Company, Sacramento, California, 1970, Nasa-CR-72702.
[38] PONTAROLLI, M. L.,”Compósitos ablativos carbono-fenólicos aditivados com nanopartículas de carbono”. Tese de mestrado. ITA - Área de Física e Química dos Materiais Aeroespaciais. Curso de Engenharia Aeronáutica e Mecânica - São José dos Campos, 2006.
[39] AMERICAN SOCIETY FOR TESTING AND MATERIALS (ASTM). E 458-72 (Reapproved 2002). Standard test method for heat of ablation. Philadelphia, PA, 2007.
128
[40] ZHUKOV, M. F.; Thermal Plasma Torches, Cambridge Interscience Publishing, Cambridge, UK, 2007. ISBN 978-1-904602-02-6.
[41] KOVALEV, V. L. e KOLESNIKOV, A. F. Experimental and theoretical simulation of heterogeneous catalysis in aerothermochemistry (a Review). Fluid Dynamics, v. 40, n. 5, p. 669-693, 2005. doi:10.1007/s10697-005-0106-4.
[42] MACHADO, H. A. e Pessoa-Filho, J. B.,2007.a , “Aerodynamic Heating at Hypersonic Speeds”, COBEM 2007, Brasília.
[43] MACHADO, H. A. e Pessoa-Filho, J. B., 2007.b , “Aerodynamic Heating on VSB-30”, ESA Symposium, Visby, Suécia.
[44] DA COSTA, L. E. V. L., De Mello, F. C. and Pardini, L. C., 1996, “Estudo da Viabilidade da Proteção Térmica do Sistema SARA”, Nota Técnica NT-130-ASE-N/96 (interna), IAE/CTA, São José dos Campos.
[45] HAROLD, L. M. and Diamant, E. S., 1966, “Thermal Performance of Cork Insulation on Minuteman Missiles”, J. Spacecraft, vol. 3, no. 5, pp.679-3684.
[46] SLATTERY, J. C., 1999, “Advanced Transport Phenomena”, Cambridge University Press, UK.
[47] MACHADO, H.A., “Simulação Computacional do Processo Ablativo na Proteção Térmica de Veículos Espaciais e Sub-Orbitais” - relatório técnico - Divisão de Sistemas Espaciais – IAE/CTA - São José dos Campos – 2009.
[48] CAQ/ME/RES.FEN/32-2 – Procedimento interno para Determinação da Viscosidade em Resina Fenólica.
[49] CAQ/ME/RES.FEN/32-3 – Procedimento interno para Determinação da Densidade através de Picnômetro de Rubbard em Resina Fenólica.
[50] CAQ/ME/RES.FEN/32-1 – Procedimento interno para Determinação do Teor de Solventes em Resina Fenólica.
[51] ESSIPTCHOUK, A. M. et al. Thermal and power characteristics of plasma torch with reverse vortex. Journal of Physics D: Applied Physics, v. 42, n. 17, p. 175205, 2009. doi:10.1088/0022-3727/42/17/175205.
129
ANEXO I:
SIMULAÇÃO COMPUTACIONAL DO PROCESSO ABLATIVO NA PROTEÇÃO TÉRMICA DE VEÍCULOS ESPACIAIS E SUB-ORBITAIS
RESUMO
Neste anexo, é detalhado um modelo de engenharia de duas frentes para o processo de ablação em compósitos, usados no escudo térmico de veículos espaciais e sub-orbitais. O problema de fronteira móvel, resultante do processo ablativo, é solucionado via método de captura de interface modificado para simulação de mais de uma interface móvel. A metodologia é comparada com dados experimentais e obtida pelo modelo tradicional, de uma só frente de ablação. Os resultados mostram que o método numérico selecionado foi capaz de solucionar o problema matemático coerente com os dados experimentais e que o modelo de duas frentes é mais preciso que o modelo de uma frente, que superestima o processo ablativo, indicando maior perda de massa. I.1- INTRODUÇÃO
Veículos espaciais e sub-orbitais atingem grandes velocidades dentro da atmosfera, que se estende até aproximadamente 100 km acima da superfície terrestre, o que acarreta o aquecimento aerodinâmico desses veículos. Este ocorre pela formação de uma onda de choque próxima ao veículo em velocidades supersônicas, que produz um grande aumento da temperatura do ar devido ao processo de compressão, e envolve troca de calor por convecção e radiação entre o ar aquecido e a superfície do veículo (Anderson, 1982, 1989). No caso de veículos recuperáveis, o aquecimento se dá tanto na fase de lançamento quanto na reentrada. A temperatura do ar nesses casos pode facilmente ultrapassar 2000o C no ponto de estagnação da aeronave (Oliveira, 1994; Machado, 2006.a; Machado e Pessoa Filho, 2007.a). Nos últimos 40 anos, o Instituto de Aeronáutica e Espaço (IAE) tem atuado no projeto e desenvolvimento de veículos sub-orbitais e orbitais, como foguetes de sondagem, o Veículo Lançador de Satélites - VLS, a Plataforma SARA, entre outros (IAE, 2009), em que as velocidades supersônicas são rapidamente superadas durante a trajetória.
Além dos efeitos das altas temperaturas sobre o desempenho estrutural, é preciso considerar o transporte de uma carga útil, que deve ser protegida por um escudo térmico. O dimensionamento desse escudo é um dos aspectos críticos do projeto de sistemas espaciais, pois proteções térmicas subdimensionadas podem levar à perda da carga útil, e o superdimensionamento acarreta aumento de peso e custo (Moraes, 1998). Um dos sistemas mais comuns usados na proteção térmica de veículos espaciais é o emprego de materiais ablativos.
A ablação é um processo envolvendo mudança de fase e reações químicas sofridas pelo material, onde o calor produzido pela conversão da energia cinética do veículo é eliminado através da perda de massa do escudo (Rogan e Hurwicz, 1973).
130
Em geral, o cálculo do processo ablativo é feito a partir de modelos simplificados, que consideram um processo de mudança de fase à temperatura constante. Tal aproximação nem sempre é aplicável, e pode se tornar bastante imprecisa (Machado e Pessoa Filho, 2007.a,b). Além disso, é difícil caracterizar as propriedades ablativas de um material dentro de tal simplificação, uma vez que apresentam valores díspares, de acordo com as condições em que foram avaliadas (Da Costa et al., 1996; Ferreira, 1994; Harold e Diamant, 1966; Thimoteo, 1986; Tick et al, 1964). O efeito de erosão da camada queimada, exercida pelo escoamento, também não é considerado em simulações (Da Costa et al., 1996). O estudo do processo ablativo pode ser agrupado em três sistemáticas: modelos de engenharia, métodos numéricos (CFD, DSMC) e métodos experimentais. Atualmente o IAE só dispõe de meios para aplicar a primeira metodologia no desenvolvimento de veículos. Dentro deste contexto, o desenvolvimento e validação de uma metodologia precisa para o dimensionamento da proteção térmica dos veículos desenvolvidos pelo Instituto seriam de grande importância científica e tecnológica na área aeroespacial. I.2 – METODOLOGIA
Inicialmente, foi feito um levantamento bibliográfico do estado da arte em modelagem de ablação. Com o desenvolvimento de novas gerações de veículos espaciais recuperáveis, foi possível aumentar grandemente o conhecimento empírico sobre o processo ablativo e as propriedades dos materiais de proteção térmica e seu comportamento durante o fenômeno. Uma parte desse conhecimento foi adquirido no próprio IAE (Thimoteo, 1986; Ferreira, 1994; Da Costa et al, 1996). A partir das informações e do conhecimento adquirido, foi construído um modelo matemático representativo dos fenômenos físicos de importância que ocorrem durante o processo ablativo, consistindo de um sistema de equações diferenciais parciais. Para a simulação computacional do problema de fronteira móvel foi empregado o método da captura de interface, desenvolvido por Unverdi e Tryggvason (1992), baseado numa abordagem híbrida Euleriana-Lagrangeana, que apresenta a vantagem de utilizar uma malha retangular homogênea e representar a interface de forma tão precisa quantos forem os pontos usados na malha, e que já vem sendo usado com sucesso em outros problemas envolvendo mudança de fase e fronteira móvel (Machado, 2006.b e 2008).
As equações de conservação da massa e energia, em sua forma diferencial, foram empregadas para prever o comportamento térmico e ablativo do escudo de proteção térmica ao longo do tempo, tanto em termos de temperatura quanto à variação da espessura local do escudo. A solução do problema térmico será obtida através do método dos volumes finitos (Maliska, 2004). Foram usados para validação do código resultados unidimensionais obtidos em trabalhos anteriores (Machado, 2006.a; Machado e Pessoa Filho, 2007.b), e a comparação com dados disponíveis na literatura, numéricos ou experimentais. O programa computacional resultante foi empregado no estudo de casos de interesse, em projetos em andamento no IAE.
131
I.3 - AQUECIMENTO AERODINÂMICO
A Fig. 1 mostra os diversos fenômenos envolvidos no aquecimento aerodinâmico ao redor de um veículo espacial. De acordo com a velocidade e altitude do veículo, reações químicas de ionização e dissociação devem ser levadas em conta, além da troca de calor por radiação. A contabilização destes fenômenos torna a análise complexa, e provoca o aparecimento de diversos parâmetros de difícil obtenção, como taxas de reação, composição do ar ionizado, propriedades óticas dos materiais, etc (Rogan e Hurwicz, 1973; Anderson, 1989; Da costa et al., 1996).
Figura 1. Fenômenos físicos envolvidos no aquecimento aerodinâmico de um veículo hipersônico (Anderson, 1989).
O problema físico consiste basicamente em determinar duas quantidades: o fluxo
térmico em qualquer ponto da superfície do veículo ao longo da trajetória e a potência térmica total absorvida pela parede, que irão determinar as características do sistema de proteção térmica. Oliveira (1996) compilou uma revisão abrangente dos métodos para cálculo do aquecimento aerodinâmico, incluindo um contexto histórico, e destacando as diversas hipóteses usadas na construção de cada metodologia. Trabalhos posteriores foram realizados por Simeonides et al. (1996) e Serpico et al. (1998). O primeiro propõe uma metodologia de engenharia para cálculo da
132
transferência de calor na camada limite hipersônica, a partir de um método de alta entalpia aplicado às condições do escoamento não viscoso, para não equilíbrio, incluindo comparações com resultados experimentais e com o método de Zoby (Zoby et al., 1981). O Segundo descreve um estudo experimental dos efeitos de não equilíbrio em superfícies catalíticas no ponto de estagnação de corpos rombudos, a partir da simulação numérica das equações de N-S, apresentando correlações para o fluxo de calor.
Neste trabalho, será empregado o método proposto por Zoby et al (1981) para cálculo do coeficiente de troca de calor por convecção em um escoamento hipersônico. Tal método tem se mostrado preciso o suficiente para aplicações em engenharia, e foi empregado por Miranda e Mayall (2001) no cálculo do fluxo de calor ao longo da trajetória prevista para a plataforma orbital SARA.
I.4 - PROTEÇÃO TÉRMICA EM ESCOAMENTOS HIPERSÔNICOS
Os sistemas de proteção térmica (Themal Protection Systems – TPS) podem ser
agrupados em quatro tipos básicos, de acordo com o princípio usado para a absorção/rejeição de calor: Sorvedouros de calor (Heat sinks) Sistemas radiantes (radiative systems) Sistemas ablativos (ablative systems) Sistemas de transpiração ou resfriamento por filme (transpiration or film-cooling
systems)
Os tipos citados e uma metodologia de projeto abrangente são descritos por Rogan e Hurwicz (1973). A faixa de aplicação da cada sistema e suas particularidades depende fortemente do regime de voo, e tem seguido a evolução dos sistemas aeroespaciais (Thornton, 1996).
Trabalhos específicos sobre cada tipo de sistema podem ser encontrados na literatura. Lacy et al (1998) propõe um sistema de arrefecimento a partir de um depósito refrigerante sobre uma base de material poroso no topo do projétil (“dissociative cooling”), com simulação do comportamento físico do mesmo. Poteet e Hsu (2004) investigaram o uso de um sistema de proteção térmica metálica para veículos recuperáveis. Savino et al (2005) estudaram a resposta térmica de cerâmicas de ultra resistência em sistemas de proteção térmica, via simulação numérica, levando em conta superfícies catalíticas e transição laminar turbulenta.
O projeto desses sistemas envolve a previsão da carga térmica e temperaturas atingidas (abordada no item anterior), a seleção de materiais e configuração e o
133
dimensionamento. Diversas metodologias têm sido sugeridas. McAless e Maydew (1985) descreveram diversos métodos de simulação para projeto aerotermodinâmico de foguetes, incluindo o processo de ablação, e sua comparação com resultados experimentais. Willians et al (1995) descrevem os requerimentos e o projeto do TPS de um módulo lunar tripulado. O manual para projeto de foguetes balísticos do Departamento de Defesa dos Estados Unidos (1990) propõe uma metodologia básica e tabelas para a seleção de materiais. A proteção ablativa tem sido o sistema básico empregado pelo IAE, e está previsto o seu uso continuado em todos os projetos em andamento (foguete de sondagem, VLS, SARA). Em vista disso, este trabalho está centrado no estudo do processo ablativo em TPS.
I.5 - ABLAÇÃO
O processo de ablação, como formalmente definido, está associado à transferência simultânea de calor e massa na camada de proteção térmica. Essa transferência devido ao aquecimento se dá de maneira diferente de acordo com o tipo de material. Em materiais orgânicos, diversos fenômenos simultâneos estão envolvidos, tais como mudança de fase (fusão e/ou vaporização), pirólise e decomposição, formação de cinzas, retirada de material devido ao arrasto e pressão dinâmica, além de outros efeitos que devem ser levados em conta, como a presença de superfícies catalíticas, o escoamento de gases através da camada porosa de cinzas e a injeção desses gases na camada limite viscosa sobre a superfície (Fig. 2).
Figura 2. Processos físicos envolvidos na ablação de compósito (Thimoteo, 1986).
134
O uso da proteção térmica ablativa remonta aos primórdios da indústria
aeroespacial, ao início da corrida espacial e ao desenvolvimento dos primeiros mísseis e aeronaves transônicas. Devido à combinação de baixo custo e facilidade de implementação, atualmente seu uso continua disseminado, com o contínuo desenvolvimento de materiais e modelos físicos capazes de descrever os processos particulares de ablação.
Rosensweig, e Beecher (1963) descreveram um modelo 1-D para ablação no ponto de estagnação de um corpo assimétrico, levando em conta reação endotérmica e fusão. A solução foi obtida integrando as equações ao longo da espessura, e aplicada à fibra de vidro reforçada com resina fenólica. Um modelo aprimorado de simulação 1-D transiente, resolvido via diferenças finitas, considerando taxa de consumo constante e condução de calor multicamadas, foi proposto por Tick et al (1965). Incluía a correção para o coeficiente de película (convecção) e propriedades de sílica-fenólica, assim como resfriamento por transpiração e erosão da camada de cinzas, para aplicação em câmaras de combustão.
Bashford (1966) apresentou uma compilação da teoria básica de ablação e aplicação em proteção térmica, detalhando as reações químicas em compósitos orgânicos e o efeito de cada fenômeno físico no gradiente de temperatura ao longo da camada de material ablativo.
O desenvolvimento dos mísseis intercontinentais obrigou ao estudo detalhado de materiais ablativos mais simples, entre os quais se encontra a cortiça, que apresenta uma excelente relação custo-benefício para esse tipo de aplicação. Harold e Diamant (1966) realizaram ensaios com a cortiça voltados para a proteção térmica dos mísseis Minuteman, comparando as previsões pelos modelos de ablação pura e de formação e erosão das cinzas, mostrando vantagem para o segundo. Diversas propriedades térmicas e ablativas da cortiça foram estimadas nesse trabalho. O estudo de mísseis e aeronaves de alto desempenho em vôo à baixa altitude motivou o trabalho experimental de Graves (1966) com diversos materiais ablativos, onde foi detectada a influência da quantidade de O2 no ambiente, e a sensitividade do fenômeno à pressão ambiente.
Um material de grande importância para aplicações mais severas, onde a cortiça não se aplica, é a resina quartzo-fenólica. Ladacki et al (1966) realizaram experimentos para determinação do calor de pirólise do ablator quartzo-fenólico, concluindo que o valor desse parâmetro varia fortemente com a temperatura de referência.
Alguns estudos foram centrados em fenômenos específicos do processo de ablação. Schneider et al (1968) centraram seu estudo em um modelo matemático para erosão mecânica da camada de cinzas em um material ablativo, com resultados experimentais que incluem resposta térmica do ablator carbono fenólico. Mitchel (1971) realizou experimentos sobre ablação de sílica-fenólica e carbono-fenólica em um jato de
135
plasma, incluindo a comparação com um modelo teórico e registrou o efeito da tensão de cisalhamento sobre a ablação.
Hsieh e Seader (1973.a,b) realizaram um estudo numérico, incluindo equações do movimento, do processo de ablação de compósitos reforçados com sílica, ressaltando o efeito da presença de vazios e bolhas de gás nos valores obtidos para o calor de ablação. A partir desses trabalhos foi construído um modelo matemático e realizado estudo numérico do processo de ablação, onde a solução foi obtida por um processo de quase linearização, com transformações por similaridade, e os resultados atestaram a viabilidade e confiabilidade do método.
Recentemente, em vista dos desafios trazidos pela extensão das viagens espaciais aos outros corpos do sistema solar, novos materiais ablativos e suas propriedades, assim como modelos físicos mais detalhados ou confiáveis vêm sendo desenvolvidos. Dimitrienko et al (1994) descrevem o modelo físico de um material recuperável proposto para TPS ablativos. Tran et al (1996) descrevem os ensaios de ablação e performance de Cerâmicas Ablativas de Baixo Peso (Light Weight Ceramic Ablators – LCAs), desenvolvidas para TPS, aplicadas a missões em Marte. Russel (1996) estudou os parâmetros de entrada para um modelo ablativo complexo de um compósito a base de epóxi, apresentando resultados sobre a performance ablativa e a sensibilidade de material à variação daqueles parâmetros. Milos e Cehn (1997) apresentaram um modelo teórico abrangente para ablação, contabilizando os diversos fenômenos físicos e a presença de várias camadas, aplicado a diversos materiais, cujos resultados numéricos foram comparados com dados experimentais.
Estudos experimentais detalhados, abordando outras configurações e técnicas experimentais também têm sido explorados na literatura. Silton e Godstein (1998) propuseram a redução da ablação na ponta de foguetes através do uso de uma cavidade no topo do veículo, e analisaram e desempenho desse sistema em um estudo numérico-experimental. Torre et al (1998) combinaram estudos termo-gravinométricos com técnicas de análise térmica, para caracterizar materiais ablativos, aplicando os dados experimentais obtidos na construção de um modelo computacional. Hender (1999) propôs um método experimental alternativo, de baixo custo, através de arco de plasma, para obtenção do comportamento térmico do material e construção de um modelo de engenharia para o processo ablativo. Kanevce et al (1999) compararam técnicas experimentais e sua influência nos resultados de propriedades ablativas para compósitos fenólicos. Resultados teóricos e experimentais são comparados, apresentando excelente concordância entre si. Wong et al (1999) realizaram a análise experimental de materiais que sofrem ablação a temperaturas relativamente baixas, com destaque para compósitos com adição de cortiça e quartzo-fenólica, juntamente com a caracterização desses materiais. Henline (1992) realizou um estudo teórico para seleção de material ablativo, usado em TPS de sonda para exploração de Marte. Laub (2003) desenvolveu um projeto conceitual e seleção de materiais ablativos para o escudo térmico da sonda para missão em Titan. Congdon et al (2008) compararam dados disponíveis de reposta térmica para o Teflon com aqueles obtidos a partir de arco
136
de plasma. Os resultados apresentaram boa concordância, apesar das incertezas envolvidas na quantificação do fluxo de calor aplicado na superfície das amostras.
No caso do IAE, este tipo de proteção térmica já vem sendo aplicado desde o início de suas atividades, e estudos já foram realizados na própria instituição a respeito do assunto. Thimoteo (1986) propôs uma metodologia de ensaio para a medição de diversas características de materiais ablativos usados no Programa Espacial Brasileiro, tendo avaliado vários deles. Ferreira (1994) estudou as propriedades termomecânicas de diversos materiais empregados na construção de veículos espaciais, incluindo algumas propriedades ablativas. Atualmente, o sistema de proteção térmica ablativo é usado ou desenvolvido para emprego nos foguetes de sondagem, VLS e projeto SARA.
I.6 - Modelo matemático do processo ablativo
O modelo mais comumente adotado para cálculo da ablação em escudos térmicos é o modelo de uma frente, onde um comportamento similar a uma mudança de fase sofrida por uma substância pura é assumido para o material. Nesse caso, é admitido um “calor de ablação” (ablation heat) e uma “temperatura de ablação” (ablation temperature), correspondentes à entalpia de mudança de fase e sua respectiva temperatura. Os valores desses parâmetros são obtidos a partir de experimentos em condições controladas, levando em conta médias no tempo, composição química (no caso de compósitos e ligas), entre outros.
Embora de fácil implementação, esse modelo se ressente da dificuldade de estimar os referidos parâmetros para toda a trajetória, uma vez que estes são medidos em condições fixas, e as condições em que ocorre a ablação variam ao longo do processo. Além disso, a avaliação dos valores deve ser vista com reservas, visto que estes variam de acordo com o tipo de experimento empregado na sua determinação. Mesmo com a determinação desses parâmetros, os resultados apresentam variação significativa, quando se considera a presença da camada de fusão e variação da temperatura de ablação, conforme demonstraram Shih et al (2003).
Soluções desse modelo têm sido implementadas desde o início da pesquisa em ablação, empregando os mais diversos métodos. Tao (1983) empregou diferenças finitas na solução das equações de camada limite transformadas via similaridade, considerando a formação de uma camada de material fundido sobre o escudo térmico. Variações desse procedimento têm sido usadas em trabalhos mais recentes. Hogan et al (1996) utilizaram elementos finitos sobre uma malha móvel, validando o método Lagrangeano usado pela comparação com soluções analíticas. Silva (2001) e Pantaleão (2003) fizeram uma análise bidimensional, usando a formulação entálpica, o primeiro via transformação integral e o segundo via métodos dos Volumes Finitos. O método integral de solução das equações usadas na modelagem tem sido amplamente empregado, de acordo com a revisão abrangente apresentada por Potts (1995), que incluía diversos modelos usados na simulação. Aperfeiçoamentos e extensões dessa
137
metodologia foram apresentadas por Leone at al (1995). Zien e Wei (1999) dividiram o domínio em três regiões (camada limite, camada fundida e sólida) e utilizaram um método integral após transformar as equações acopladas através de similaridade
Modelos mais complexos são utilizados nas simulações completas via CFD ou DMCS, como os trabalhos de Murray e Russel (2002) e Chen et al (2008), onde foi feito o acoplamento entre o escoamento e os processos de escoamento, aquecimento e condução de calor, levando em conta o efeito da mudança de geometria da superfície ablativa. Martin e Boyd (2008) simularam o processo ablativo via CFD, visando estudar especificamente o efeito da injeção (blowing) de gás na superfície. Uma revisão abrangente da influência desse fenômeno, ilustrada com dados experimentais e de vôo foi feita por Reynier (2008). Gosse e Candler (2008) focaram seu trabalho na construção de um modelo de micro-ablação mecânica atuando nas partículas de compostos C-C usados em escudos ablativos. Um modelo mais próximo da proposta deste trabalho foi apresentado por Palninatam e Bindu (2005), onde a ablação é representada por três camadas (material virgem, pirolisado e carbonizado), e aplicado na simulação em um elemento esférico degenerado. Nesse caso, apenas o efeito da ablação mecânica é analisado. I.7 - PROBLEMA FÍSICO
Na Figura 3 é possível observar os diversos fenômenos que ocorrem simultaneamente durante o processo ablativo em um TPS de compósito. De imediato, devem-se distinguir três camadas presentes no material: a camada de material carbonizado (char), a zona de pirólise e o material virgem. Na primeira existe um acúmulo de processos e produtos resultantes (gases e partículas). Além disso, ocorrem também diversos processos no escoamento ao redor da parede durante a ablação. Na figura 4 são mostradas esquematicamente as interações entre os diversos processos.
Figura 3. Visão esquemática do processo de ablação em um escudo térmico.
138
Figura 4. Interação entre os fenômenos físicos envolvidos no processo ablativo.
Como já foi mencionado, o modelo tradicional de ablação que vem sendo empregado equivale à mudança de fase de uma substância simples. A maioria dos fenômenos listados acima são desprezados ou contabilizados de forma implícita, a partir do conhecimento dos efeitos individuais de cada um (Slattery, 1999). No caso em questão, serão analisados os processos físicos mais relevantes e seus efeitos durante a ablação.
I.7.7 - Pirólise
É a reação de degradação (oxidação) do polímero presente no compósito do escudo térmico. Em geral, esses polímeros são produzidos a partir de resina fenólica, epóxi ou de silício, reforçadas com vidro, sílica ou esferas orgânicas de fibras curtas. Em vista de suas propriedades altamente ortotrópicas, os compósitos reforçados com fibras são feitos a partir de uma sucessão de camadas, com fibras individuas orientadas em direções preferenciais, extraídas do projeto. A temperatura de pirólise varia de 250-600o C, como função da pressão local e da taxa de reação (Torre et al., 2004). À medida que a frente de pirólise avança, uma camada carbonizada porosa é formada, por onde escoam os gases resultantes da reação. De maneira geral, admite-se que a pirólise pode ser representada por uma reação endotérmica (que absorve calor), cuja entalpia de reação pode ser conhecida ou estimada.
I.7.2 - Injeção de gás
Uma das maiores áreas de incerteza é o estado do gás deixando a região carbonizada e o efeito desse gás no estado do escoamento e no fluxo de calor radiante. Em geral, os gases continuam a reagir durante a difusão na camada carbonizada. A saída dos gases pela superfície porosa da camada carbonizada produz uma barreira à troca de calor, influi no escoamento e reage com os gases presentes na camada limite ao redor da superfície (blowing). Reynier (2008) fez uma extensa revisão desse efeito,
139
incluindo os modelos de correção para o coeficiente de convecção, ressaltando que em geral esses efeitos são importantes em reentradas planetárias, de alta velocidade.
O efeito da pressão do gás na camada de ablação é particularmente importante. Se a pressão for demasiada, pedaços do ablator podem “explodir” sem absorver a quantidade de calor esperada (spallation). Nesse caso, modificações bruscas na geometria da superfície alteram a taxa de ablação, podendo causar a falha do TPS (Martin & Boyd, 2008). Os efeitos de gás real foram simulados por Miranda e Mayall (2001) para aquecimento aerodinâmico. Os autores consideraram esses efeitos negligenciáveis na maioria das situações, para o fluxo de calor convectivo na superfície.
I.7.3 - Comportamento da zona carbonizada
A região carbonizada é primariamente carbono, e continua a absorver calor até
que atinja a temperatura de oxidação, de sublimação, ou seja removida mecanicamente pelas forças mecânicas externas (arrasto aerodinâmico, tensões de cisalhamento na superfície). Para re-entrada planada ou moderadamente balística, a oxidação é o principal meio termo-mecânico de remoção dessa camada. Em temperaturas abaixo de 800o C, a oxidação é limitada pela cinética da taxa de reação. Nesse regime, a recessão da superfície pode ser reduzida apreciavelmente incorporando aditivos anti-oxidantes, como a sílica. Quando a temperatura superficial aumenta, a taxa de oxidação aumenta exponencialmente até que o oxigênio na superfície comece a se esgotar. Ainda em altas temperaturas, a recessão da superfície é limitada pela taxa na qual o oxigênio pode se difundir na camada limite. Nesse regime, a taxa de oxidação da massa carbonizada é virtualmente independente das propriedades do material. Em temperaturas de 3000o C, o material carbonizado sublima (Torre et al., 1998).
O material carbonizado a partir de um plástico homogêneo em geral é fraco e quebradiço, suscetível à rápida remoção por ação mecânica ou degradação por tensões térmicas ou aumento da pressão interna. Isso reduz a eficiência de isolamento da camada carbonizada e expõe o material interno às condições superficiais, resultando em menos perda de calor por radiação. Para melhorar as características de retenção do material carbonizado pelas resinas ablativas, fibras de reforço são usualmente adicionadas.
Além disso, uma função fundamental da camada carbonizada é bloquear a difusão de oxigênio a partir da camada limite para o material virgem, pois a reação de degradação endotérmica da matriz polimérica ocorre apenas em atmosfera não oxidante. Uma recessão muito rápida da camada protetiva de material carbonizado pode resultar em reações de oxidação exotérmicas indesejadas.
Em temperaturas mais altas,ocorre a formação da camada de fusão (melt layer), quando o material carbonizado se funde, formando um filme líquido sobre a superfície.
140
Em geral, essa camada é removida pelas forças aerodinâmicas (Palaninathan e Bindu, 2005).
I.7.4 - Interação escoamento-geometria-ablação
A recessão da superfície causa a alteração dos coeficientes aerodinâmicos. Estes, por sua vez, irão modificar os valores da pressão superficial e da tensão de cisalhamento local. O primeiro parâmetro altera o coeficiente de troca convectiva no local, modificando o fluxo de calor na superfície. O segundo influencia na remoção da camada carbonizada e no escoamento, devido ao efeito da injeção de gases na camada limite.
A interação parcial entre esses fatores foi avaliada por Martin e Boyd (2008), através do acoplamento entre um solver tridimensional para o campo de escoamento e um código dedicado ao processo de ablação na superfície, com resultados satisfatórios quando comparados aos da literatura. Um estudo mais completo, levando em conta o efeito da recessão superficial sobre o escoamento foi feito por Chen et al.(2008), nesse caso com o emprego de um código CFD robusto. O estudo dessa interação envolve a solução das equações de movimento ao redor do corpo, e está fora do escopo deste trabalho.
I.8 - CONSTRUÇÃO DO MODELO MATEMÁTICO
I.8.1 - Critérios para a construção do modelo
A escolha do método de engenharia mais adequado à aplicação em questão depende basicamente das características mais desejáveis nesse tipo de utilização, dentro das condições de trabalho previstas, a saber:
Precisão: nenhum modelo de engenharia consegue manter a mesma acuidade em todas as situações da aplicação. Assim, é necessário que se possa avaliar o desvio dos resultados em cada caso, e determinar se sua utilização é plausível, e se representa adequadamente o fenômeno.
Confiabilidade: os modelos de engenharia são constituídos de equações que representam os fenômenos físicos. À medida que esses fenômenos se tornam mais complexos, surgem termos não-lineares, que tornam o comportamento do modelo menos previsível. É necessário assegurar que a representação do fenômeno físico e dos processos físicos que o compõe mantém sua consistência durante a solução do modelo, através do conhecimento preciso das faixas de aplicação deste.
Fácil implementação: a solução de sistemas de equações não-lineares pode se tornar tão complexa que sua implementação é inviabilizada, em comparação com a aplicação
141
de CFD. Assim, é necessário manter o modelo em um nível de complexidade que permita sua solução com baixo custo.
Flexibilidade de aplicação em solvers numéricos: a solução dos modelos matemáticos usados para representar o problema físico em geral implica na utilização de métodos numéricos e programas computacionais, raramente permitindo soluções puramente analíticas em situações de interesse prático. É desejável que em modelos de engenharia os resultados sejam obtidos sem o uso de recursos matemáticos muito custosos, como transformação de coordenadas, geração de malhas, entre outros. Além disso, a lógica de implementação do algoritmo deve ser a mais simples possível, evitando definições recursivas e cálculos iterativos, e de fácil adaptação à diversas situações.
Em vista do que foi exposto, considerou-se que a seleção de um novo modelo, ou as modificações impostas ao modelo atual deveriam levar em conta não só os requisitos listados, mas também as condições de trabalho e exigências técnicas do IAE. Assim, mesmo que modelos mais precisos fossem encontrados, deveria ser contabilizado o impacto da utilização do método nos custos de sua implementação. Ou seja, basicamente foi considerada a relação custo-benefício das metodologias estudadas.
I.8.2 - Hipóteses usadas na construção do modelo matemático
Considerando as características desejáveis do modelo, as informações
disponíveis na literatura (previamente discutidas neste trabalho) e o desconhecimento de diversos fatores presentes no processo físico, serão admitidas as seguintes hipóteses na construção do modelo matemático:
Os materiais sólidos são considerados isotrópicos, com propriedades constantes.
A zona de pirólise é considerada uma frente com espessura desprezível. A temperatura e entalpia de pirólise são consideradas constantes.
A recessão da camada carbonizada se dá por oxidação ou sublimação a temperatura constante. A retirada da camada por efeitos aerodinâmicos é desprezada.
Ausência de camada fundida.
Reação completa dos gases e mistura perfeita com o ar na camada limite, com influência desprezível sobre as propriedades físicas deste último.
142
O ar se comporta como gás ideal
O campo de escoamento ao redor da superfície não é afetado pela mudança de geometria e injeção de gás.
A radiação é absorvida ou emitida pela superfície externa, mas não transmitida.
I.8. 3 - Aquecimento aerodinâmico
Para determinação do aquecimento aerodinâmico é necessário conhecer os
campos de pressão, velocidade e temperatura ao redor da superfície externa da parede do veículo. Esses campos podem ser determinados numericamente através da solução das equações de camada limite, porém a um custo relativamente alto para essa fase do projeto. No presente trabalho, um método de engenharia (Zoby et al., 1981) é empregado para estimar o fluxo de calor convectivo na parede dos veículos, a partir das seguintes hipóteses: Ângulo de ataque zero e ausência de rotação. As propriedades físicas são consideradas constantes com a temperatura. O ar atmosférico é considerado um gás calórica e termicamente perfeito, e o
processo ocorre na ausência de reações químicas (tal hipótese é considerada adequada, uma vez que apresenta resultados conservadores em relação ao modelo de gás com propriedades variáveis, segundo Miranda e Mayall, 2001).
Camada limite fina. Escoamento não-viscoso na região da camada de choque externa à camada limite. Escoamento isentrópico numa mesma linha de corrente. As linhas de corrente próximas à superfície do corpo passam através da parte
normal da onda de choque.
Assume-se que as condições da corrente livre são dadas por v, T, p, respectivamente velocidade, temperatura e pressão. As condições atmosféricas (propriedades do ar com a altitude) são obtidas a partir da U. S. Standart Atmosphere (1976), de onde se extraem a pressão e temperatura ambientes, velocidade do som e demais propriedades físicas do ar.
Ao atingir escoamento supersônico (M >1), forma-se uma onda de choque ao redor do corpo. As propriedades do ar após a onda de choque, v1, T1 e p1, são obtidas a partir das relações para choque normal disponíveis na literatura (Anderson, 1992). As propriedades de estagnação do gás são calculadas através das relações para gás perfeito (Anderson, 1992).
143
Para o cálculo do fluxo de calor na superfície externa da parede, foi empregado o método de Zoby (1981), que relaciona o coeficiente de película da troca convectiva com o coeficiente de atrito na parede, através de uma forma modificada da analogia de Reynolds. A partir da equação de troca de calor por convecção, tem-se:
)TT(Hq waw (1)
onde q é o fluxo de calor, Tw é a temperatura da parede e Taw é a temperatura da parede adiabática, também chamada temperatura de recuperação, dada por:
p
2
e
ReawC2
VFTT (2)
onde Cp é o calor específico do ar, Te e Ve são respectivamente a temperatura e
velocidade na fronteira da camada limite e FR é o fator de recuperação, igual a wPr no
regime laminar e 3wPr para regime turbulento, sendo Prw o número de Prandtl avaliado
à temperatura da parede. O coeficiente de película H é dado por:
F
a
wepe CVCH Pr5,0 (3)
onde a é igual a 0,6 e 0,4 nos regimes laminar e turbulento, respectivamente. CF é o coeficiente de atrito modificado para computar os efeitos da compressibilidade:
3
2
K
e
*
e
e
*
eK
1F ReKC
(4)
onde Re θ é o número de Reynolds baseado na espessura da camada limite:
e
eeVRe
(5)
O sobrescrito “*” refere-se às propriedades avaliadas à temperatura de referência de Eckert (Te*).
A variação da viscosidade com a temperatura é obtida a partir da formula de Sutherland (Miranda e Mayall, 2001). As constantes presentes na eq. (4) são avaliadas de acordo com o regime de escoamento: em regime laminar, K1= 0,44, K2 = -1 e K3 = 1. Em regime turbulento, K2 = K3 = -m, sendo:
144
m1N
N2
5
12N1N
N
C
12K
(6.a)
1N
2m
(6.b)
NC 93,02433,25 (6.c)
2
1010 Relog21,1Relog5,676,12 N (6.d)
A espessura da camada limite laminar é estimada por:
RV
dyRV664.0
ee
2
1
S
0
2
e
*
e
*
e
L
(7)
onde a integral é calculada numericamente (Press et al., 2007). A coordenada y é medida ao longo da superfície do corpo, e y = 0 corresponde ao ponto de estagnação, R é o parâmetro geométrico mostrado na Figura 5, onde a linha curva representa a superfície.
r y R y = 0 z
Figura 5. Sistema de coordenadas usado.
No ponto de estagnação R=0 e a eq. (7) se torna indeterminada. Nesse caso,
quando y < 0.1 RN (raio da região esférica), foi empregado o limite da eq. (7) quando 0R :
145
2
1
2
1**
21
332,0
s
s
N
e
eeL
pp
R
(8)
A espessura da camada limite turbulenta é avaliada numericamente através da equação:
RVC
Dy
RVDeeF
eeee
5,0 (9)
No caso de transição, o fluxo de calor é avaliado como uma combinação linear
dos fluxos laminar e turbulento:
)qq)(y(Fqq LTLTr (10)
onde o fator de transição F(y) é dado por:
LT
L
yy
yyyF
74.4412,0exp1)( (11)
onde yL é o limite do escoamento laminar (quando se inicia a transição) e yT é o início do escoamento turbulento. Admite-se que a transição se inicia quando Re = 163 e termina quando Re = 275 (Miranda e Mayall, 2001).
As propriedades do ar na fronteira da camada limite, sobre um ponto i qualquer da superfície, são dadas por:
1
s
i,e
si,ep
p
(12.a)
1
s
i,e
si,ep
phh
(12.b)
i,esi,e hh2V (12.c)
p
i,e
i,eC
hT (12.d)
146
Para a correção dos efeitos da compressibilidade no escoamento, é empregada
a temperatura de referência de Eckert (Anderson, 1989):
158.0032,01
,
2
,
,
*
,
ie
Wie
ie
ie
T
TM
T
T(13)
I.8.3 - Condução de calor e ablação
Uma vez que a temperatura de recuperação e o coeficiente de película tenham
sido calculados, a distribuição de temperaturas na parede da estrutura pode ser determinada. Até que a temperatura de ablação seja atingida, o que ocorre é um processo de condução de calor transiente. Assim que a temperatura de ablação é atingida, a espessura do TPS começa a ser reduzida, gerando um problema acoplado de condução de calor e fronteira móvel, onde a superfície passa a ser considerada a interface entre uma fase sólida (estrutura do veículo) e o ar do ambiente externo.
O sistema de equações usado para representar o problema físico é escrito de forma conveniente para aplicação do método de captura de interface. A estrutura e o ar ambiente são representados como partes de um domínio contínuo. A equação da conservação da energia é representada por:
QTK.t
)T.C.( p
(14)
onde K é a condutividade térmica e Q é um termo fonte que leva em conta a troca de calor líquida na interface:
A
F dA)xx(qQ (15)
onde x é a posição no sistema de coordenadas (Fig. 6), q é o termo fonte de energia por unidade de área na interface, de acordo com o modelo físico proposto para o fluxo de calor em cada interface. De acordo com as hipóteses, na superfície externa da camada ablativa, tem-se:
4
F
4
FawFF T)x,t(TT)x,t(T)y,t(HVLq (16.a)
onde V é a velocidade da interface e L é o calor de ablação da camada carbonizada. Na frente de pirólise, ela é simplificada, uma vez que não há convecção para ou do
147
escoamento externo, e a transferência de calor por radiação não é contabilizada entre as camadas, pois não há transmissão:
VLq p (16.b)
Nesse caso, Lp é o calor de pirólise. Também o fluxo de massa dos gases de
injeção é desprezado (devido à baixa massa específica, quando comparada ao material sólido). Observe-se que a massa específica que aparece na Eq.(16.b) é a da interface, cujo cálculo será detalhado no próximo capítulo.
Apesar do fluxo de ar externo estar incluído no domínio, seu efeito está implícito no coeficiente de película H. Assim sendo, essa região é considerada adiabática, com capacidade térmica e condutividade térmica nula. Uma vez que a temperatura de ablação é atingida. A condição na interface se torna:
0TT AF (17)
Uma condição de salto semelhante aparece na frente de pirólise (Tp no Lugar de
TA).
I.9 - MÉTODO DE SOLUÇÃO
I.9.1 - Aplicação para interface única
O problema de fronteira móvel, gerado pelo processo de ablação, foi resolvido
pelo Método de Captura de Interface, introduzido por Unverdi e Tryggvason (1992) e empregado por Juric (1996) na solução de problemas de mudança de fase, e que vem sendo desenvolvido para outras aplicações (Prosperetti e Tryggvason, 2007). Nesse método, uma malha Euleriana fixa e regular é gerada sobre todo o domínio. A interface age como um referencial Lagrangeano, onde uma malha móvel é construída. A localização instantânea da interface ocorre através de seu constante deslocamento e reconstrução. Cada região do domínio (sólido ou ar) é caracterizada através da Função Indicadora.
Esse método permite a representação da qualquer geometria usada no TPS e a discretização de cada camada da parede (estrutura mais TPS) separadamente. Qualquer alteração desses parâmetros pode ser feita sem grande esforço computacional, e como uma malha regular é usada no domínio, não é necessário nenhum tipo de pré-processamento (geração de malha não-estruturada ou transformação de coordenadas). Nesse trabalho o método foi empregado para estimar a performance do TPS ablativo, considerando um problema bidimensional na condução de calor e no problema de fronteira móvel.
148
A interface é representada por uma curva paramétrica , R(u), de onde os vetores
normal e tangente e a curvatura são extraídos. Os pontos da interface são interpolados por um polinômio de Lagrange (Press et al., 2007), que permite obter aquelas informações e reconstruir a curva, mantendo a distância d entre eles dentro do intervalo 0.9 < d/h < 1,1, onde h é a distância entre os pontos fixos da malha Euleriana, como mostrado na Fig. 6.
‘
n
Lagrangean pointat interfaceI , J
X
Y
k
d
h
Figura 6. Malhas Euleriana e Lagrangeana.
A Função Indicadora varia de 1 (para o ar) a zero (sólido) e é numericamente
construída usando a interface para determinar o termo G(x). O salto através da interface é distribuído sobre os pontos da malha fixa, gerando um campo gradiente na malha:
A
f dA)xx(nIG(x) (18)
que deve ser zero exceto sobre a interface, como representado pelo Delta de Dirac, . Entretanto essa representação não é conveniente para um número discreto de pontos. A Função Distribuição é usada para representar esse salto. Essa função é similar a uma distribuição Gaussiana e seu valor depende da distância |xij - xk| entre os pontos Lagrangeanos e Eulerianos:
2
jkik
kijh
]h/)yy[(f].h/)xx[(f)x(D
(19)
onde Dij é a Função Distribuição para um ponto k na malha Lagrangeana com respeito a um ponto i,j qualquer da malha Euleriana. Deve-se notar que um aumento no valor de h torna a interface mais espessa. A função f é a Função Distribuição Probabilística, Fig. 7, relacionada com a distância h por:
149
2x if 0
2x 1 if )x2(f2/1
1x if )x(f
)x(f 1
1
(20.a)
8
x4x.41x.23)x(f
2
1
(20.b)
0.0 0.2 0.4 0.6 0.8 1.0
x
0.0
0.2
0.4
0.6
0.8
1.0
1.2
1.4
1.6f(
x)
Figura 7. Função Distribuição Probabilística.
O divergente do campo gradiente é encontrado através da solução da equação de Poisson:
G.I2 (21)
Embora sendo consideradas constantes em cada fase, as propriedades dentro do domínio devem ser tratadas como variáveis na formulação. Uma propriedade
genérica Cp ou K) é expressa como:
x) = l + (v - l) I(x,t) (22)
O acoplamento entre as malhas móvel e fixa é feito em cada instante através da Função Distribuição, que representa o termo fonte nas equações de balanço e interpola a descontinuidade infinitesimal como uma região de espessura finita sobre a interface.
A forma inicial da interface, R(u), é especificada e o campo da Função Indicadora é construído. A partir das condições iniciais os campos das propriedades e da temperatura são determinados.
150
Fora do período ablativo, a temperatura da interface se mantém abaixo da temperatura de ablação e a equação da energia é solucionada com o um problema de condução de calor, através do método dos Volumes Finitos, empregando um método explícito marchante no tempo (Maliska, 2004).
Assim que a temperatura da interface atinge a temperatura de ablação em um dado ponto, um processo iterativo é iniciado, de modo a determinar a velocidade da interface em cada passo de tempo, a qual deve satisfazer a condição de salto (Eq. 17) no ponto Lagrangeano. Os passos a serem seguidos são: 1. Com o valor corrente de V, os pontos da Lagrangeanos são transportados para a
nova posição da interface, calculada explicitamente através da equação Vn= (dxf
/dt).n; 2. A densidade e o calor específico são calculados para a nova posição da interface; 3. Vn+1 é estimada através de iterações de Newton, usando um sistema de relaxação
numérica. 4. O fluxo de calor q cruzando a interface é calculado através da Eq. (16) e distribuído
na malha fixa; 5. De acordo com as condições de contorno, a equação da energia, Eq. (14), é usada
para obter o campo de temperatura no passo de tempo n+1; 6. A temperatura é interpolada para achar TF na interface; 7. A condição de salto é testada e se o resíduo é menor que a tolerância, os campos
de viscosidade e condutividade são atualizados para a nova posição, avançando um passo no tempo. Caso contrário, uma nova estimativa para Vn+1 é calculada e o processo retorna ao passo 3.
O critério de convergência usado no passo 7 é o resíduo na Eq. (17). Uma vez
que a tolerância desejada tenha sido atingida, assume-se que o processo convergiu. De outro modo, a velocidade é corrigida via Iterações de Newton:
)T(R.VV n1n (23)
Onde é uma constante e R(T) é o resíduo para a condição de salto da temperatura na interface. As iterações são repetidas até que R(T) em todos os pontos seja menor que a
tolerância prescrita. O valor ótimo para é encontrado por tentativa, no início do cálculo.
151
I.9 .2 - Extensão para várias interfaces
No caso em questão, são identificadas quatro interfaces: a superfície externa (ar-char), a zona de pirólise (char-material virgem), a interface entre o TPS e a estrutura (material virgem-back up) e eventualmente entre a estrutura e o ambiente interno (back up-ar interno), que resultam em cinco regiões distintas. Nesse caso, algumas modificações no método de solução são empregadas. Para o cálculo das propriedades é necessária a caracterização de cada região entre as interfaces individualmente. Assim, em uma região i qualquer, uma propriedade genérica será dada por:
NFC
1i
ii Ig (23)
onde NFC é o número de regiões. Igi é a Função Indicadora Global de uma determinada região, obtida a partir do cálculo da função indicadora para cada interface (conforme descrito no item anterior):
i1ii IIIg (24.a)
I0 = 1 ; INFC = 0 (24.b)
O termo fonte Q, da Eq. (14) é distribuído conforme descrito no item anterior. Porém, o termo q da Eq.(16) passa a ser definido para cada interface i, tornando-se qi. Com isso, a Eq. (15) se torna:
1NFC
1iAi
iFiii dA)xx(qQ (25)
O critério de convergência e a correção da velocidade de cada interface móvel são feitos da maneira descrita no item anterior.
152
REFERÊNCIAS
Anderson Jr., J. D., 1982, “Modern Compressible Flow”, McGraw-Hill.
Anderson Jr., J. D., 1989, “Hyphersonic and High Temperature Gas Dynamics”, McGraw-Hill.
Barros, E. de A., 2008, “Plasma Térmico para Ablação de Materiais Utilizados como Escudo de Proteção Térmica em Sistemas Aeroespaciais”, Dissertação de Mestrado, ITA, São José dos Campos, SP.
Bashford, V. G., 1966, “Ablation”, Chemistry & Industry, pp. 224-228.
Chen, Y., Milos, F. S. and Gökçen, 2008, “Loosely Coupled Simulation for Two-Dimensional Ablation and Shape Change”, 40th Thermophysics Conference, Seattle, Washington.
Chen, Y., Milos, F. S. and Gökçen, T., 2008, “Loosely Coupled Simulation for Two-Dimensional Ablation and Shape Change”, 40th AIAA Thermophysics Conference, Seattle, Washington.
Congdon, J., Beck, R and Prabhu, D., 2008, “Ablation Analysis of Teflon Reference Samples Tested in the Arc-Jets of NASA/ARC”, 40th Thermophysics Conference, Seattle, Washington.
Da Costa, L. E. V. L., De Mello, F. C. and Pardini, L. C., 1996, “Estudo da Viabilidade da Proteção Térmica do Sistema SARA”, Nota Técnica NT-130-ASE-N/96 (interna), IAE/CTA, São José dos Campos.
Dimitrienko, Y. I., Efremov, G. A. and Epifanovskiy, I. S., 1994, “Reusable Re-Entry Vehicles with Reclaimable Ablating Thermal Protection”, Proc. 19th Int. symp. on Space Technology and Science, Yokohama, Japan.
Ferreira, G. E., 1994, “Processamento Caracterização Mecânica e Análise Térmica de Compósitos Carbono-Carbono Tridirecionais”, dissertação de mestrado, ITA.
Gosse, R. and Candler, G. V., 2008, “Evaluation of Carbon-Carbon Ablation Models Using a Fully Coupled CFD Solver”, 40th Thermophysics Conference, Seattle, Washington.
Graves, K. W., 1966, “Ablation in a High Shear Environment”, AIAA Journal, v. 4, no. 5, pp. 853-857.
153
Gregori, M.L., Barros, E. de A., Petraconi Filho, G., Costa, S.F. and Pardini, L.C., 2008, “Properties of Quartz-Phenolic Composites for Thermal Protection Systems,” 59th IAC Congress, Glascow, Scotland.
Harold, L. M. and Diamant, E. S., 1966, “Thermal Performance of Cork Insulation on Minuteman Missiles”, J. Spacecraft, vol. 3, no. 5, pp.679-3684.
Hender, D. R., 1999, “Alternate Test Techniques for Ablative Modeling”, 37th AIAA Aerospace Sciences Meeting and Exhibit, Reno, NV.
Henline, W. D., 1992, “Thermal Protection Analysis of Mars-Earth Return Vehicles”, J. Spacecrafts & Rockets, v. 29, no. 2, pp. 198-207.
Hogan. R. E., Blackwell, B. F. and Cochrant, R. J., 1996, “Application of Moving Grid control Volume Finite Element Method to Ablation Problems”, J. Thermophysics and Heat Transfer, v. 10, no. 2, pp. 312-318.
Hsieh, C. and Seader, J. D., 1973.a, “Surface Ablation of Silica-Reinforced Composites”, AIAA Journal, pp. 1181-1187.
Hsieh, C. and Seader, J. D., 1973.b, “Similarity Analysis for the Surface Ablation of Silica-Reinforced Composites”, J. Spacecraft, v.10, no.12, pp. 797-802.
IAE, 2009, www.iae.cta.br.
Juric, D., 1996, “Computations of Phase Change”, PhD. Thesis, University of Michigan.
Kanevce, L. P., Kanevce, G. H. and Angelevski, Z. Z., 1999, “Comparison of Two Kinds of Experiments for Estimation of thermal Properties of Ablative Composite”, 3rd Int. Conf. On Inverse Problems in Engineering, Port Ludlow, WA.
Lacy, B. P., Varghese, P. L. and Wilson, D. E., 1998, “Unsteady Effects of Dissociative Cooling under High-Stagnation-Point Heat Loads”, Spacecrafts & Rockets, v. 35, no. 5, pp. 633-638.
Ladacki, M., Hamilton, J. V. and Cohz, S. N., 1966, “Heat of Pyrolysis of Resin in Silica-Phenolic Ablator”, AIAA journal, v. 4, no. 10, pp. 1798-1802.
Laub, B., 2003, “Thermal Protection Concepts and Issues for Aerocapture at Titan”, www.inspacepropulsion.com/tech/pubs/AmesAIAA2003-4954Laub.pdf
Leone, S. A., Potts, R. L. and Laganelli, A. L., 1995, “Enhancements to Integral Solutions to Ablation and Charring”, J. Spacecraft & Rockets, v. 32, no. 2, pp. 210-216.
154
Machado, H. A. e Pessoa-Filho, J. B., 2007.b , “Aerodynamic Heating on VSB-30”, ESA Symposium, Visby, Suécia.
Machado, H. A. e Pessoa-Filho, J. B.,2007.a , “Aerodynamic Heating at Hypersonic Speeds”, COBEM 2007, Brasília (aceito para publicação).
Machado, H. A., “3-d Transient Simulation of a Cappilary Heat Pipe Array”, CILAMCE 2006, Belém.
Machado, H. A., 2006, “Proteção Térmica para Aquecimento Aerodinâmico da Plataforma Sub-Orbital SARA”, CONEM 2006, Recife.
Machado, H. A., 2008, “Two-Dimensional Simulation of Ablation Due to Aerodynamic Heating in a Sounding Rocket”, 40th AIAA Thermophysics Conference, Seattle, USA.
Maliska, C. R., 2004, “Transferência de Calor e Mecânica dos Fluidos Computacional”, 2a edição, LTC, Rio de Janeiro.
Martin, A. and B., I. D., 2008, “Simulation of Pyrolysis Gas within a Thermal Protection System”, 40th Thermophysics Conference, Seattle, Washington.
McAlees Jr., S and Maydew, R. C., 1985, “Aerothermodynamic Design of High Speed Rockets”, J. Spacecraft, v. 22, no. 3, pp.309-315.
Milos, F. S., 1997, “Comprehensive Model for Multicomponent Ablation Thermochemistry”, 35th AIAA Aerospace Sciences Meeting & Exhibit, Reno, NV.
Miranda, I. F. and Mayall, M. C de M., 2001, “Fluxo de Calor Convectivo em Micro-Satélites em Reentrada atmosférica”, Graduate Dissertation, ITA, Brazil.
Mitchel, B. J., 1971, “Ablative material Tests under Transient Heating Simulating Ballistic Re-entry”, J. Spacecraft, v. 8, no. 6, pp. 636-642.
Moraes Jr., P., 1998, “Design Aspects of the Recoverable Orbital Platform SARA”, Proceedings of 8th Chilean Congress of Mechanical Engineering, Concepcíon, Chile.
Murray, A. L. and Russel, G. W., 2002, “Coupled Aeroheating/Ablation Analysis for Missile Configurations”, J. Spacecraft and Rockets, Vol. 39, No. 4, pp 501-508.
Oliveira, U. C., 1996, “Fluxo Convectivo Aerotermodinâmico em Corpos de Revolução com Ângulo de Ataque em Escoamento Supersônico”, Dissertação de mestrado, ITA.
155
Oliveira, U. C., 1994, “Revisão Crítica dos Métodos e Programas Usados para Estimar o Comportamento Térmico do VLS”, Rel. Técnico ASE-E/TE-590-286,IAE/CTA.
Palaninathan, R. and Bindu, S., 2005, “Modeling of Mechanical Ablation in Thermal Protection Systems”, J. Spacecraft and Rockets, Vol. 42, No. 6, pp 971-979.
Pantaleão, A. V., 2003, “Análise Bidimensional de Proteção Térmica por Ablação”, PHd. Thesis, ITA.
Pessoa-Filho, J. B., 1997, “Aquecimento do Ponto de Estagnação do SARA durante Reentrada Atmosférica”, Nota Técnica NT-146/ASE-N/97 (interna), IAE/CTA, São José dos Campos.
Poteet, C. C. and Hsu, S., 2004, “Preliminary Thermal-Mechanical Sizing of a Metallic Thermal Protection System”, J. Spacecraft & Rockets, v. 41, no. 2, pp. 173-182.
Potts, R. L., 1995, “Application of Integral Methods to Ablation Charing Erosion, A Review”, J. Spacecraft & Rockets, v. 32, no. 2, pp. 200-209.
Press, W. H., Teukolsky, S. A., Vetterling, W. T. and Flannery, B. P., 2007, “Numerical Recipes”, 3tr Edition, Cambridge University Press, UK.
Prosperetti, A. and Tryggvason, G., 2007, “Computational Methods for Multiphase Flow”, Cambridge University Press, UK.
Reynier, P., 2008, “Convective Blockage During Earth Re-entry. A Rewiew”, 40th Thermophysics Conference, Seattle, Washington.
Rogan. J. E. and Hurwicz, H., 1973, “High-temperature Thermal Protection Systems”, in “Handbook of Heat Transfer”, edited by Rohsenow and Hartnett, McGraw-Hill, New York.
Rosensweig, R. E. and Beecher, N., 1963, “Theory of the Ablation of Fiberglas-Reinforced Phenolic Resin”, AIAA journal, v.1, no. 8, pp 1802-1809.
Russel, G. W., 1996, “Evaluation of Thermal Performance of an Epoxy Composite Using a Complex Modeling Technique”, AIAA Paper 96-2776.
Savino, R., Fumo, M. D. S., Paterna, D. and Serpico, M., 2005, “Aerothermodynamic Study of UHTC-Based Thermal Protection Systems”, Aerospace Science and Technology, 9, pp151-160.
Savvatimskii, A V., 2003, “Melting Point of Graphite and Liquid Carbon”, Physics-Uspekhi 46 (12) 1295-1303
156
Schneider, P. J., Dolton, T. A. and Reed, G. W., 1968, “Mechanical Erosion of Charring Ablators in Ground-Test and Re-Entry environments”, AIAA Journal, v. 6, no. 1, pp. 64-72.
Serpico, M., Monti, R. and Savino, R., 1998, “Heat Flux on Partially Catalytic Surfaces in Hypersonic Flows”, J. Spacecrafts & Rockets, v. 35, no. 1, pp. 9-15.
Shih, Y. C., Cheung, F. B., Koo, J. H. and Yang, B. C., 2003, “Numerical Study of Transient Thermal Ablation of High-temperature Insulation Materials”, J. Thermophysics and Heat Transfer, v. 17, no.1, pp. 53-61.
Silton, S. I. and Goldstein, D. B., 1998, “Numerical and Experimental Investigation of the Reduction of Hypersonic Nose Tip Ablation”, AIAA.
Silva, D. V. F. M. R., 2001, “Estimativa de propriedades Térmicas de Materiais Ablativos”, M.Sc. Dissertation, COPPE/UFRJ, Brazil.
Simeonides, G., Walpot, L., Netterfield M. and Tumino, G., 1996, “Evaluation of Engineering Heat Transfer Prediction Methods in High-Enthalpy Flow Conditions”, J. Spacecraft, V. 35, no. 1, Engineering notes, pp. 107-109.
Slattery, J. C., 1999, “Advanced Transport Phenomena”, Cambridge University Press, UK.
Tao, L. N., 1983, “Ablation by Frictional Heating”, Transactions of the ASME – J. Applied Mechanics. V. 50, pp. 712-716.
Thimoteo, H. P. de C. A., 1986 ,“Estudo do Comportamento Ablativo de Composições Fenólicas com Carga”, M.S. Dissertation, UFRJ.
Tick, S. J., Huson, G. R. and Griese, R., 1965, “Design of Ablative Thrust Chambers and Their Materials”, J. Spacecraft & Rocket, v.2, no. 3, pp. 325-331.
Torre, L., Kenny, J. M. and Maffezzoli, A. M., 1998, “Degradation Behaviour of a Composite Material for Thermal Protection Systems, Part I – Experimental characterization”, J. Materials Science, 33, pp. 3137-3143.
Thornton, E. A., “Thermal Structures for Aerospace Applications”, AIAA Educational Series, Reston, VA.
Tran, H. K., Johnson, C. E., Rasky, D. J., Hui, F. C. L. and Hsu, M., 1996, “Silicone Impregnated Reusable Ceramic Ablators for Mars Follow-on Missions”, AIAA Paper 96-1819.
157
U.S. Defense Dept., 1990, “Military Handbook - Design of Aerodynamically Stabilized Free Rockets”.
U.S. Standard Atmosphere, 1976.
Unverdi, S. O. and Tryggvason, G., 1992, “A Front-Tracking Method for Viscous, Incompressible, Multi-fluid Flows”, Journal of Computational Physics, v. 100, pp. 25-37.
Willians, S. D. and Curry, D. M., 1992, “Thermal Protection Materials – Thermophysical Property Data”, NASA Reference Publication 1289.
Willians, S. D., Curry, D. M., Bouslog, S. A. and Rochele, W. C., 1995, “Thermal Protection System Design Studies for Lunar Crew Module”, J. Spacecrafts & Rockets, v. 32, no. 3, pp. 456-461.
Wong, J., Jovanovic, V., Tang, I and Johnson, G., 1999, “Low Temperature Ablatives Thermal Performance Testing”, 36th AIAA Aerospace Sciences Meeting and Exhibit, Reno, NV.
Zien, T. and Wei, C., 1999, “Heat transfer in the Melt layer of a Simple Ablation Model”, J. Thermophysics and Heat Transfer, v. 13, no.4, pp. 450-458.
Zoby, E. V., Moss, J. N. and Sutton, K., 1981, „Approximate Convective Heat Equations
in Hypersonic Flows”, Journal of Spacecraft and Rockets, Vol. 18, No. 1, pp. 64
