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AVALIAÇÃO DA RESISTÊNCIA À FADIGA DO COMPÓSITO DE

FIBRAS DE CARBONO/PEI COM APLICAÇÕES NA INDÚSTRIA

AEROESPACIAL Gustavo Henrique Oliveira, Edson Cocchieri Botelho

Departamento de Materiais e Tecnologia, Faculdade de Engenharia,

Universidade Estadual Paulista, Guaratinguetá – São Paulo, Brasil.

INTRODUÇÃO

Atualmente, existem muitos materiais disponíveis que atendem os mais

exigentes requisitos para aplicações na indústria aeronáutica. Neste contexto, os

materiais compósitos se apresentam como fortes candidatos para substituir os materiais

tradicionalmente utilizados em engenharia [1-4].

Os materiais compósitos apresentam a capacidade de atender a requisitos como

redução de peso sem perdas de resistência e rigidez e por este motivo vem ganhando

destaque obtendo grande aceitação em projetos estruturais. Hoje, muitas empresas já

estão produzindo aeronaves com esses materiais dentre as quais se destacam Airbus, a

Boeing, assim como a EMBRAER que atualmente vem utilizando estes materiais em

componentes estruturais secundários e muito em breve utilizará em componentes

primários [5-9].

Dentre os compósitos, os termoplásticos se destacam quando comparados aos

termorrígidos por apresentarem algumas vantagens, tais como: maiores valores de

resistência ao impacto e de temperatura de serviço, baixa absorção de umidade, menores

custos de processamento, transporte e de estocagem [10-12].

Além das vantagens descritas acima, os compósitos termoplásticos não

endurecem permanentemente e podem ser re-aquecidos e conformados várias vezes,

apresentam elevada resistência à fadiga, maior facilidade na execução de reparos e,

principalmente, maior possibilidade de reciclagem de rejeitos contribuindo para

eliminar ou minimizar o impacto ambiental, exibindo propriedades mecânicas iguais ou

superiores às apresentadas pelos compósitos termorrígidos convencionalmente

utilizados na indústria aeroespacial [13,14].

Em função desse fato, vários polímeros vêm sendo utilizados na obtenção de

compósitos poliméricos, destacando-se: poliamidas, poliimidas, PEEK (poli(éter-éter-

cetona)), PEI (poli(éter-imida)), PPS (poli(sulfeto de fenileno)), PSU (polissulfona),

entre outros. Dentre estes, as poli(éter-imidas) são bons candidatos como matriz

impregnante de compósitos termoplásticos em função de seu custo, propriedades e

facilidade de manuseio [13,14].

O polímero poli(éter-imida) é um termoplástico de alto rendimento e apresenta

estrutura amorfa, sendo utilizados desde 1982. Sua estrutura química consiste em

repetidas imidas aromáticas e unidades éter. São caracterizados por apresentarem

elevados valores de resistência e rigidez em elevadas temperaturas, alta resistência

térmica, propriedades elétricas e ampla resistência química. Diferentes de outros

polímeros de engenharia, o PEI pode ser facilmente fundido e produzido em alta escala

[1,15].

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A estrutura amorfa do PEI não é tão afetada pelos ciclos térmicos do

processamento e contribui para uma excelente estabilidade dimensional e altas

propriedades mecânicas isotrópicas, comparado com outros polímeros amorfos e

semicristalinos. Sua elevada temperatura de transição vítrea (Tg) de 217°C e suas

propriedades mecânicas características em temperaturas elevadas é proporcionada pelo

rígido grupo imida em sua estrutura química (Figura 1). A flexibilidade da sua molécula

proporciona uma boa fusão durante o processamento e boa resistência dos produtos. A

elevada Tg permite que o PEI seja utilizado em aplicações que requerem elevadas

temperaturas (acima de 150°C) [15,16].

FIGURA 1. Fórmula estrutural do polímero termoplástico PEI.

Apesar de vários trabalhos já terem sido publicados sobre compósitos de PEI

reforçados com fibras de carbono, poucos estudos foram realizados no que diz respeito a

sua resistência à fadiga. O estudo da fadiga é importante e, sempre que possível, deve

ser realizado pois ela é a maior causa individual de falhas em materiais sob

carregamento constante e é a responsável por mais de 90% das falhas em componentes

aeronáuticos. Assim como ocorre nos materiais metálicos, a maioria dos polímeros e

cerâmicos também são susceptíveis a esse tipo de falha. O termo "fadiga" é utilizado,

pois esse tipo de falha ocorre normalmente após um longo período de tensão repetitiva

ou cíclica de deformação [10].

Estruturas de compósitos em serviço são geralmente submetidos a cargas de

fadiga. Danos por fadiga causam uma redução gradual nas propriedades mecânicas dos

compósitos tais como resistência e dureza. A fadiga em compósitos reforçados com

fibras contínuas consiste em um fenômeno muito complexo. Devido à degradação das

propriedades durante o carregamento cíclico, as tensões são continuamente

redistribuídas à estrutura do compósito, portanto, o comportamento em fadiga para este

material ocorre de forma diferente quando comparado aos materiais metálicos [17-22].

Nos materiais compósitos, geralmente este processo inicia-se a partir da

formação de microfissuras na matriz logo nos primeiros ciclos, entretanto, estes

materiais podem suportar cargas até que a fratura do reforço ocorra. Desta forma,

durante a realização dos ensaios de fadiga, podem acumular-se muitos danos, sem que

visualmente seja evidente uma fissura macroscópica podendo, no entanto, registrar

significativas perdas na rigidez e na tensão de ruptura [18,23].

Neste contexto, o presente trabalho tem como objetivo avaliar a resistência à

fadiga do compósito termoplástico PEI/fibras de carbono e visa contribuir para a criação

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de um banco de dados relacionando resultados mecânicos de compósitos estruturais a

serem utilizados em conjunto com a EMBRAER e com o Comando Geral de

Tecnologia Aeroespacial (CTA). Estes dados são de grande interesse da EMBRAER

que, a partir destas informações, realizará uma análise sobre a viabilidade de substituir

materiais que vem sendo utilizado em suas aeronaves por compósitos termoplásticos.

EXPERIMENTAL

Os laminados consolidados de PEI com tecido de fibras de carbono foram

processados e fornecidos pela empresa holandesa Ten Cate Advanced Composites. Os

laminados de PEI/fibras de carbono apresentaram o reforço na configuração 5HS e uma

espessura nominal de 1,86 mm. O compósito utilizado foi caracterizado quanto à sua

morfologia e suas propriedades mecânicas a partir de ensaios de resistência à tração e à

fadiga, como apresentado a seguir.

Laminados de resina epóxi/fibras de carbono foram produzidos na EMBRAER

com o intuito de comparar os laminados termoplásticos com materiais que atualmente

vem sendo utilizados na indústria aeronáutica nacional.

Análise microestrutural do laminado

A qualidade do laminado foi verificada por meio da análise microestrutural pelo

uso de um microscópio óptico Nikon, marca Ephot 200 utilizando amostras cortadas do

laminado, e que foram previamente embutidas em resina acrílica e moldes de PVC,

tendo a superfície inferior da resina embutida lixada e polida para avaliar a compactação

das camadas e a distribuição das fibras e matriz no interior do laminado.

Análise Termogravimétrica (TGA)

A avaliação da porcentagem volumétrica de fibras e matriz, da temperatura de

degradação e das perdas de voláteis do laminado foi realizada em um equipamento da

Perkin Elmer, modelo TGA 07, utilizando um fluxo constante de nitrogênio (20

mL/min) e razão de aquecimento de 10°C/min. Para cada amostra, foram realizadas

análises em triplicata, com massas de aproximadamente 20 mg e aquecimento de 30°C a

1000°C.

Ensaios Mecânicos

Preparação dos corpos-de-prova

As dimensões selecionadas para estes cdps foram baseadas nas normas de

resistências à tração (ASTM-D 3039) e à fadiga (ASTM-D 3479). Para garantir que os

ensaios mecânicos fossem realizados de forma apropriada, foram colados tabs de fibras

de vidro/epóxi nas extremidades dos cdps, como mencionado em normas de resistências

à fadiga e à tração. Estes tabs de fibras de vidro foram fornecidos pela EMBRAER e

colados a partir de um preparo sistemático da superfície do laminado. Desta forma, a

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superfície dos compósitos foi tratada antes da colagem dos tabs a partir de um processo

de lixamento com o objetivo de aumentar a rugosidade nesta parte do compósito

promovendo uma melhor ancoragem mecânica. Em seguida, os tabs de fibras de vidro

foram colados utilizando um sistema adesivo adequado à base de resina epóxi. Para

acelerar e intensificar o processo de colagem dos tabs foi utilizado uma prensa

hidráulica com aquecimento controlado. Um esquema do corpo-de-prova com tab é

apresentado na Figura 2.

FIGURA 2. Esquema do corpo-de-prova com tab.

Ensaios de resistência à tração

Os corpos-de-prova dos laminados foram submetidos a ensaios de resistência à

tração utilizando-se uma máquina de ensaios universal Instron modelo 8801. Nesta

etapa foram ensaiados cinco corpos-de-prova com o objetivo de se determinar tanto o

valor médio da resistência quanto do módulo de elasticidade. A partir dos ensaios de

resistência à tração, foram selecionadas as tensões a serem utilizadas nos ensaios de

fadiga. Dentro deste contexto, os ensaios de fadiga foram iniciados com cargas

próximas a 75% do valor da resistência máxima de ruptura do compósito. Estes ensaios

foram realizados baseados na norma ASTM-D 3039. Para a obtenção dos valores do

módulo de elasticidade foi utilizado um sistema de extensiometria da Instron.

Ensaios de Fadiga

Os corpos-de-prova do laminado foram submetidos a ensaios de resistência à

fadiga do tipo tração-tração utilizando-se uma máquina de ensaios universal Instron

modelo 8801. Cada ensaio foi realizado aplicando-se uma carga máxima diferente que

forneceu um determinado número de ciclos. Esta carga foi baseada na resistência à

tração do compósito utilizando cargas a partir de 75% do valor de resistência máxima de

ruptura dos compósitos. Para a realização deste ensaio, foram utilizados seis corpos-de-

prova, na obtenção de 6 diferentes valores de cargas de fadiga. Este procedimento foi

baseado na norma ASTM D 3479, com freqüência de 8 Hz e razão de tensões máximas

e mínimas de 0,1.

RESULTADOS E DISCUSSÃO

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A micrografia da Figura 3 é representativa do padrão de qualidade obtido na

compactação do laminado, mostrando que não ocorreram descontinuidades do tipo

vazios, bolhas, trincas e delaminações do compósito. Com isso, pode-se atestar que o

laminado esta de acordo com o padrão de qualidade exigida pela indústria aeroespacial,

ou seja, sem defeitos na estrutura do laminado. Tal fato pode ser atribuído à

metodologia de processamento utilizada pelo fabricante Ten Cate Advanced

Composites, considerando desde o armazenamento e manuseio até o corte cuidadoso do

laminado evitando a delaminação e acarretando suas boas propriedades mecânicas.

FIGURA 3. Micrografia do compósito PEI/Carbono com aumento de 200x.

A Figura 4 apresenta a curva termogravimétrica do laminado PEI/fibra de

carbono. A partir deste resultado, o teor volumétrico de fibras de carbono foi calculado

como sendo de aproximadamente 62% e pode ser observado que não ocorreu uma perda

de massa significativa até 200°C, que poderia ser atribuída à existência de água na

matriz de PEI, devido a seu caráter mais polar. Por meio de uma análise mais criteriosa

da Figura apresentada, pode ainda ser observado que da temperatura ambiente até

460°C, determina-se uma perda de massa de aproximadamente 1,25%. Esta perda pode

estar associada a frações de menor peso molecular ou a existência de umidade adsorvida

que necessita de temperaturas maiores para ser eliminada.

6

0 200 400 600 800 1000

76

78

80

82

84

86

88

90

92

94

96

98

100

102

947,77 ºC

79,08 %

679,37 ºC

81,27%

461,77 ºC

98,75%

203,57 ºC

99,85%

Pe

rda

de

Ma

ssa

(%

)

Temperatura(ºC)

FIGURA 4. Curva termogravimétrica do compósito PEI/fibra de carbono.

Como pode ser também observado, os resultados da análise termogravimétrica

dinâmica, mostram o início de uma perda de massa acentuada acima da temperatura de

460°C, apresentando um indicativo de degradação. Esta perda ocorre com maior

intensidade até aproximadamente 600°C, estabilizando em aproximadamente 900°C.

A Tabela 1 apresenta os resultados de resistência à tração e módulo de

elasticidade para os laminados estudados neste trabalho. Como pode ser observado, os

valores obtidos de resistência máxima e módulo de elasticidade foram maiores para o

compósito de fibras de carbono/PEI quando comparado ao compósito de fibras de

carbono/epóxi.

Tabela 1. Resultado de resistência à tração e módulo de elasticidade para os laminados

estudados.

Laminado ult (MPa) E (GPa)

Fibra de carbono/PEI 754±21 67,6±1,3

Fibra de carbono/Epóxi 702±28 65,2±2,0

A partir dos resultados de resistência à tração obtidos foi possível estabelecer

uma metodologia apropriada para a realização dos ensaios de resistência à fadiga

(começando a ensaiar com 75% da carga de ruptura dos laminados).

A Figura 5 apresenta os resultados de resistência à fadiga de dois laminados

reforçados com fibras de carbono sendo um termorrígido (com matriz epóxi) e outro

termoplástico (com matriz PEI utilizado neste trabalho). A partir deste gráfico pode-se

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concluir que o laminado termoplástico com matriz PEI apresentou uma resistência à

fadiga superior quando comparado a um laminado termorrígido tradicionalmente

utilizado na indústria aeronáutica. Este comportamento foi superior tanto a baixos ciclos

(abaixo de 105 ciclos), onde foi constatado um aumento de aproximadamente 20% no

valor de resistência à fadiga quanto a altos ciclos (acima de 105), neste caso, sendo

constatado um aumento de aproximadamente 30%.

A partir da Figura 5 ainda pode ser observado que os valores de resistência à

fadiga encontrados para os laminados de PEI/fibras de carbono foram próximos quando

comparados aos valores encontrados para o laminado de resina epóxi/fibras de carbono.

Nos laminados com PEI o valor de resistência máxima (580 MPa e aproximadamente

12.000 ciclos) foi apenas 17% superior ao valor mínimo encontrado (480 MPa e

1.000.000 de ciclos). Esta mesma relação para os laminados obtidos com resina epóxi

foi de, aproximadamente, 40%.

0,0 2,0x105

4,0x105

6,0x105

8,0x105

1,0x106

100

200

300

400

500

600

(

MP

a)

ciclos

PEI/Carbono

Epóxi/Carbono

FIGURA 5. Gráfico da vida em fadiga de dois compósitos: PEI/fibras de carbono e

PPS/fibras de carbono.

Apesar de ambos os laminados terem sido processados com tecidos de fibras de

carbono, a configuração do tecido utilizado no laminado de resina epóxi/fibras de

carbono foi do tipo plain weave, diferente do tipo utilizado no laminado PEI/fibras de

carbono. Devido à dificuldade de encontrar um tecido do tipo 5HS no mercado nacional,

este tecido foi selecionado para a configuração do laminado com resina epóxi,

entretanto, embora tenha sido utilizado um tecido com um diferente tipo de

configuração, segundo a literatura, estes dois tipos de tecidos não apresentam diferenças

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significativas quanto à carga máxima de ruptura em fadiga, mas podem apresentar

diferenças consideráveis quanto à propagação da fratura ao longo do laminado.

CONCLUSÕES

A partir dos resultados obtidos neste trabalho, pôde ser verificado que os compósitos

termoplásticos apresentam grande potencial para substituir alguns compósitos

termorrígidos utilizados atualmente na indústria aeronáutica, apresentando vantagens

atraentes para este setor.

Os valores de resistência à fadiga encontrados para o compósito PEI/fibra de

carbono, foram superiores aos valores encontrados para um compósito de resina

epóxi/fibras de carbono, tradicionalmente utilizado no setor aeroespacial, tanto quando

analisado em baixos ciclos quanto em altos ciclos. Este ganho foi de 20% a 30%

aproximadamente. O valor da relação entre resistência máxima e mínima de fadiga foi

de 17% para o compósito termoplástico estudado, bem inferior aos 40% obtidos do

compósito termorrígido utilizado como referência.

AGRADECIMENTOS

Os autores gostariam de agradecer à FAPESP processos no. 06/04079-7 e no.

05/54358-7, à Ten Cate Advanced Composites pelo fornecimento dos laminados, à

EMBRAER pelo apoio e ao CTA por disponibilizar os laboratórios.

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