Cópia do trabalho - Universidade Santa Cecília
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WILLY ANK DE MORAIS ESTUDO E CARACTERIZAÇÃO DA RESISTÊNCIA A IMPACTOS DE BAIXAS ENERGIAS DE MATERIAIS COMPÓSITOS Dissertação de Mestrado apresentada ao Departamento de Ciências dos Materiais e Metalurgia da PUC-Rio como parte dos requisitos para obtenção do título de Mestre em Engenharia Metalúrgica. Orientador: José Roberto Moraes d’Almeida Co-Orientador: Leonardo Barbosa Godefroid Departamento de Ciência dos Materiais e Metalurgia Pontifícia Universidade Católica do Rio de Janeiro Rio de Janeiro, 30 de junho de 1999. A Deus, A meus pais, A minha esposa. AGRADECIMENTOS: Ao meu orientador, Prof. José Roberto, pelo incentivo, apoio e paciência que permitiram-me realizar o estudo mais enriquecedor da minha vida de estudante até o momento. Ao meu co-orientador, Prof. Leonardo Godefroid, pelo incentivo, sugestões e apoio em todos os momentos dos meus trabalhos. À minha esposa, pelo amor, carinho, compreensão e presença ao longo do meu trabalho e da minha vida. Aos meus pais pelo grande apoio, em todos os sentidos, sem o qual não teria conseguido chegar ao fim deste trabalho. Às bibliotecárias das instituições onde fiz a minha revisão bibliográfica, pela presteza e simpatia. Aos funcionários do Departamento de Materiais do IAE/CTA, pelo auxílio e apoio nas exaustivas atividades laboratoriais e hospitalares (que participei involuntariamente) em São José dos Campos. Aos Engenheiros da Embraer, pela visão, boa vontade, sugestões e pelo oferecimento de material para estudo. Ao Sr. João de Alencar Martins Filho, pelo reconhecimento e interesse nesta pesquisa através da ENMAC e pelo oferecimento de material para estudo. Aos funcionários do Departamento de Engenharia Metalúrgica e de Materiais da Escola de Minas da UFOP, pelas inúmeras “mãozinhas” dadas nas minhas atividades. Aos funcionários do Centro de Desenvolvimento da Tecnologia Nuclear da CNEN, pela valorosa orientação na etapa de instrumentação da máquina de testes e pela enorme boavontade em todos os momentos. A todas as pessoas que participaram indiretamente da finalização desta dissertação de mestrado. As todas as outras pessoas que infelizmente não foram nominalmente mencionadas por falta de espaço neste folha. RESUMO O aumento no uso de materiais compósitos de matriz polimérica e de reforço fibroso para aplicações estruturais tem aumentado a necessidade de se desenvolver métodos de caracterização analíticos e experimentais para esta nova classe de materiais. De acordo com este cenário, a resistência ao impacto destes compósitos é uma propriedade de importância técnica considerável e naturalmente tem sido muito estudada especialmente a resposta à impactos de baixa energia que é considerada potencialmente perigosa porque os danos gerados nestes eventos podem não ser detectáveis. Por outro lado, a variação dos tipos de procedimentos de teste que têm sido utilizados para estudar este problema mostram uma falta de padronização nesta área. Os objetivos deste trabalho foram a construção de um sistema de testes de impacto por queda de peso instrumentado e o uso deste sistema para a compreensão do fenômeno de impacto sobre várias amostras (placas e perfis) obtidas para este fim. Os resultados experimentais obtidos com este equipamento, as suas características de funcionamento e o respectivo comportamento obtido para os materiais testados são descritos e discutidos. ABSTRACT The increased use of fiber-reinforced polymer composites for structural applications has resulted in an increased need to develop improved analytical and experimental methods to characterize and predict the mechanical behavior of these materials. According to this picture, the impact resistance of this composites is a property of considerable technical importance and naturally it has been very studied specially the low-energy impact response due to its considerable potentially dangerous because the damage generation in these events that might be left undetected. On the other hand, the variation in the types of tests procedures that have been used to study this problem show a lack of standardization in this area. The objectives of this work were to construct an experimental drop weight instrumented impact tester and to use it for understanding of low-energy impact phenomena in several composites plates and profiles obtained with this objective. The experimental results obtained with this assembly, its function’s characteristics and the respective behavior obtained of the materials tested were described and discussed. “Estudo e Caracterização da Resistência a Impactos de Baixas Energias em Materiais Compósitos”. Dissertação de Mestrado apresentada por Willy Ank de Morais em 30 de junho de 1999 ao Departamento de Ciência dos Materiais e Metalurgia da PUC-Rio e aprovada pela Comissão Julgadora formada pelos professores: Visto e permitida a impressão, Rio de Janeiro, / / 99. iii S UMÁRIO 1 - Introdução.....................................................................................................001 1.1 – Materiais Compósitos ...................................................................001 1.2 – Evolução histórica ........................................................................001 1.3 – Materiais de reforço ......................................................................003 1.4 – Matrizes ........................................................................................ 009 1.4.1 – Materiais poliméricos .................................................... 009 1.4.2 – Materiais metálicos ........................................................ 010 1.4.3 – Materiais cerâmicos ....................................................... 010 1.5 – Arranjos geométricos dos compósitos ..........................................011 1.5.1 – Lâmina unidirecional ..................................................... 011 1.5.2 – Tecidos...........................................................................012 1.5.3 – Laminados .....................................................................013 1.5.4 – Compósitos híbridos ...................................................... 014 1.6 – Processos de fabricação ................................................................ 015 1.6.1 – Processo manual ............................................................ 016 1.6.2 – Processo de autoclave .................................................... 016 1.6.3 – Enrolamento filamentar ................................................. 017 1.6.4 – Pultrusão ........................................................................018 1.7 – Propriedades mecânicas ................................................................ 019 1.7.1 – Resistência e rigidez específicas ....................................020 1.7.2 – Vida em fadiga............................................................... 022 1.7.3 – Estabilidade dimensional ...............................................022 1.7.4 – Resistência à corrosão ................................................... 023 1.7.5 – Resistência a impacto .................................................... 023 1.8 – Aplicações .................................................................................... 024 1.9 – Indústria brasileira de materiais compósitos.................................026 1.10 – Justificativa e objetivo ................................................................ 027 2 – Revisão Bibliográfica .................................................................................. 029 2.1 – Análise mecânica ..........................................................................029 2.1.1 – Micromecânica dos materiais compósitos ..................... 031 2.1.2 – Macromecânica dos materiais compósitos .................... 038 2.1.3 – Teoria das placas laminadas ..........................................044 2.1.4 – Mecânica de danos......................................................... 048 2.2 – Eventos de impacto .......................................................................052 2.2.1 – Impactos a baixas energias ............................................054 2.2.2 – Impactos a altas energias ...............................................057 iv 2.3 – Modelamentos matemáticos-mecânicos aplicados a impactos .....060 2.3.1 – Modelamentos quasi-estáticos .......................................061 2.3.2 – Modelamentos dinâmicos ..............................................071 2.3.3 – Dois modos de resposta dinâmica .................................074 2.4 – Modelamentos físico-mecânicos .................................................. 076 2.4.1 – Tipos de ensaios............................................................. 076 2.4.2 – Ensaios de carregamento quasi-estático ........................ 083 2.4.3 – Ensaios de queda de peso ..............................................085 2.4.3.1 – Equacionamentos e resultados numéricos ......088 2.4.4 – Outros tipos de ensaio de impacto .................................096 2.5 – Técnicas de qualificação e quantificação de danos ...................... 098 2.5.1 – Exame visual .................................................................099 2.5.2 – Exame por transmissão de luz .......................................099 2.5.3 – Microscopia ...................................................................100 2.5.4 – Ultrasonografia .............................................................. 101 2.5.5 – Radiografia ....................................................................102 2.5.6 – Outros métodos não destrutivos ....................................103 2.5.7 – Outros métodos destrutivos ...........................................105 2.6 – Mecanismos de geração de danos por impacto ............................ 107 2.6.1 – Descrição dos danos ...................................................... 108 2.6.2 – Delaminações.................................................................110 2.6.3 – Trincas na matriz ........................................................... 113 2.6.4 – Ruptura de fibras ........................................................... 114 2.6.5 – Perfuração ......................................................................115 2.7 – Relação entre as características de comportamento em impacto com a estrutura do material .......................................................... 116 2.7.1 – Tipo de matriz................................................................ 116 2.7.2 – Tipo de reforço .............................................................. 117 2.7.3 – Geometria do reforçamento ...........................................118 2.7.4 – Outros fatores ................................................................ 119 3 – Materiais e Métodos .................................................................................... 120 3.1 – Descrição dos materiais de teste ................................................... 120 3.1.1 – Materiais do Centro Técnico Aeroespacial.................... 121 3.1.1.1 – Processo de fabricação ....................................122 3.1.1.2 – Dimensões ...................................................... 127 3.1.1.3 – Aspecto microestrutural ..................................130 3.1.2 – Materiais da Embraer..................................................... 132 3.1.2.1 – Processo de fabricação ....................................133 v 3.1.2.2 – Propriedades mecânicas ..................................134 3.1.2.3 – Dimensões ...................................................... 136 3.1.2.4 – Aspecto microestrutural ..................................140 3.1.3 – Materiais da Enmac ....................................................... 145 3.1.3.1 – Processo de fabricação ....................................146 3.1.3.2 – Propriedades mecânicas ..................................146 3.1.3.3 – Dimensões ...................................................... 147 3.1.3.4 – Aspecto microestrutural ..................................148 3.2 – Métodos de Observação de dano .................................................. 150 3.2.1 – Fotografias .....................................................................150 3.2.2 – Fractografias ..................................................................151 3.2.3 – Radiografias ...................................................................152 4 – Construção e operação do sistema de testes ................................................154 4.1 – Projeto e montagem do sistema de testes de impacto ................... 155 4.1.1 – Superestrutura ................................................................ 156 4.1.2 – Sistemas auxiliares ........................................................ 158 4.1.3 – Impactador .....................................................................160 4.1.4 – Sistema de aquisição de dados.......................................163 4.2 – Calibração da célula de carga ....................................................... 166 4.3 – Procedimento de ensaio ................................................................ 168 4.4 – Resultados numéricos ...................................................................170 4.5 – Fontes de erros ..............................................................................175 4.6 – Repiques ....................................................................................... 178 5 – Resultados Experimentais e Discussão........................................................ 184 5.1 – Resultados numéricos ...................................................................184 5.1.1 – Materiais do Centro Técnico Aeroespacial.................... 182 5.1.1.1 – Gráficos de força versus tempo ...................... 190 5.1.1.2 – Gráficos de força versus deslocamento ..........195 5.1.1.3 – Gráficos de força máxima versus número de impactos .................................................... 198 5.1.1.4 – Gráficos de tempo de duração do impacto versus número de impactos ............................ 201 5.1.1.5 – Gráficos da energia dissipada pelo impactador versus número de impactos ............................ 203 5.1.2 – Materiais da Embraer..................................................... 206 5.1.2.1 – Gráficos de compressão quase-estática ..........212 5.1.2.2 – Gráficos de força versus tempo ...................... 219 5.1.2.3 – Gráficos de força versus deslocamento ..........228 vi 5.1.2.4 – Gráficos de força máxima versus número de impactos .................................................... 234 5.1.2.5 – Gráficos de tempo de duração do impacto versus número de impactos ............................ 240 5.1.2.6 – Gráficos da energia dissipada pelo impactador versus número de impactos ............................ 245 5.1.3 – Materiais da Enmac ....................................................... 249 5.1.3.1 – Gráficos de força versus tempo ...................... 250 5.1.3.2 – Gráficos de força versus deslocamento ..........254 5.1.3.3 – Gráficos de força máxima versus número de impactos .................................................... 257 5.1.3.4 – Gráficos de tempo de duração do impacto versus número de impactos ............................ 260 5.1.3.5 – Gráficos da energia dissipada pelo impactador versus número de impactos ............................ 263 5.1.4 – Resultados gerais para as placas ....................................266 5.1.5 – Resultados para uma chapa de alumínio........................ 279 5.2 – Observação dos danos ..................................................................285 5.2.1 – Acompanhamento visual por fotografias ....................... 285 5.2.2 – Superfícies de fratura ..................................................... 289 5.2.3 – Raios-X ..........................................................................301 6 – Conclusões ...................................................................................................307 7 – Sugestões .....................................................................................................310 8 – Bibliografia ..................................................................................................311 9 – Anexos .........................................................................................................320 9.1 – Indústria brasileira de materiais compósitos.................................320 9.2 – Propriedades dos compósitos fornecidas pela Embraer................325 9.2.1 – Compósitos reforçados com fibras de carbono ..............325 9.2.2 – Compósitos reforçados com fibras de kevlar ..............326 9.2.3 – Compósitos reforçados com fibras de vidro .................. 327 vii Í NDICE DE FIGURAS Fig. 1.1 – Importância relativa das classes de materiais utilizadas pela humanidade ao longo de sua história (pág. 3). Fig. 1.2 – Gráfico de rigidez versus peso específico para diversos materiais (pág. 4). Fig. 1.3 – Variação da resistência mecânica de uma fibra de carbono com o diâmetro (pág. 5). Fig. 1.4 – Estrutura cristalina de uma fibra de carbono (pág. 6). Fig. 1.5 – Os três tipos básicos de arranjos entre reforço e matriz em compósitos (pág. 11). Fig. 1.6 – Geometrias de tecidos empregadas como reforço (pág. 12). Fig. 1.7 – Dois tipos de compósitos laminados conhecidos (pág. 14). Fig. 1.8 – Esquema de 2 tipos de processos manuais de fabricação de compósitos (pág. 16). Fig. 1.9 – Montagem de um saco de vácuo e uma autoclave para cura de compósitos (pág. 17). Fig. 1.10 – Esquema e ilustração do processo de enrolamento filamentar (pág. 17). Fig. 1.11 – Esquema básico do processo de pultrusão (pág. 18). Fig. 1.12 – Faixa de valores de resistência mecânica apresentada por ligas metálicas de engenharia e materiais compósitos fibrosos (pág 21). Fig. 1.13 - Faixa de valores de resistência mecânica específica apresentada por ligas metálicas de engenharia e materiais compósitos fibrosos (pág 21). Fig. 2.1 – O processo de transferência de carga entre a matriz e a fibra de reforço (pág. 33). Fig. 2.2 – Representação dos campos de tensão ao longo das fibras de reforço (pág. 34). Fig. 2.3 – Elemento de volume utilizado pela micromecânica para a dedução do campo de tensões transversais atuante na interface fibra/matriz (pág. 35). Fig. 2.4 – Distribuição de tensões na região próxima a uma fibra de reforço (pág. 37). Fig. 2.5 – Diferentes graus de deformação de uma lâmina ortotrópica em comparação com uma placa de um material isotrópico (pág. 40). viii Fig. 2.6 – Variação do módulo de elasticidade com a direção para duas lâminas de compósito comerciais: T300/5208 e SCS6/Ti-15-3 (pág. 43). Fig. 2.7 – Sistemas de coordenadas utilizadas na teoria das placas laminadas (pág. 44). Fig. 2.8 – Representação dos resultados das forças e momentos externos atuantes sobre um laminado (pág. 45). Fig. 2.9 – Distribuição dos valores das tensões x, y e xy ao longo das lâminas de um laminado submetido a um carregamento externo de tração e flexão (pág. 47). Fig. 2.10 – Esquemas das etapas de caracterização da integridade estrutural de uma estrutura ou componente estrutural (pág. 49). Fig. 2.11 – Representação do impacto entre um corpo livre e uma placa fixa (pág. 53). Fig. 2.12 – Representação do problema de impacto como uma superposição de uma indentação e deformação vibracional (pág 61). Fig. 2.13 – Dois tipos de condição de contorno mecânica: apoiada e engastada (pág 63). Fig. 2.14 – Indentação elíptica produzida pela pressão de uma esfera isotrópica sobre um semi-espaço anisotrópico (pág. 66). Fig. 2.15 – Gráfico típico da força de indentação versus profundidade de indentação de acordo com o comportamento elástico e não conservativo de uma placa de compósito (pág. 68). Fig. 2.16 – Modelamento de danos por impacto apresentado por Greszczuk e Chao (pág 69). Fig. 2.17 – Relação entre velocidade de impacto com força de impacto sobre uma placa ortotrópica flexível como resultado numérico do modelamento de Gerszczuk (pág. 70). Fig. 2.18 – Força de impacto versus energia cinética de um impactador de 12,7mm de diâmetro sobre laminados de fibra de carbono (pág. 72). Fig. 2.19 – Diferentes respostas mecânicas de um laminado submetido a impactos com diferentes velocidades (pág 74). Fig. 2.20 – Força de impacto de acordo com duas diferentes condições de contorno e tamanho de placas ortotrópicas (pág 75). Fig. 2.21 – Sistemas de teste de impacto comerciais (pág. 87). ix Fig. 2.22 – Montagem experimental de ensaios de impacto utilizada por Greszczuk (pág. 88). Fig. 2.23 – Variação da força de impacto, velocidade e curvatura de uma placa obtida em função do tempo em ensaios de impacto instrumentados (pág. 92). Fig. 2.24 – Três tipos de curvas de força x tempo obtidas em ensaios de impacto (pág. 92). Fig. 2.25 – Curvas de força e energia de impacto x tempo para laminados AS4/3502 (pág. 93). Fig. 2.26 – Curvas de força de impacto x tempo para placas reforçadas com três diferentes tipos de fibra de reforço: kevlar, carbono e vidro-E (pág 94). Fig. 2.27 – Curvas de força x tempo de impacto e evolução da força máxima de impacto em sucessivos impactos sobre um mesmo laminado reforçado com fibras de carbono (pág. 95). Fig. 2.28 – Problemas geométricos das análises por ultrasom de placas laminadas (pág 101). Fig. 2.29 – Duas radiografias de compósitos laminados impactados (pág 102). Fig. 2.30 – Atribuição dos mecanismos de dano às respectivas amplitudes de emissão acústica em compósitos de polipropileno reforçados com fibras de vidro (pág. 104). Fig. 2.31 – Principais modos de danos em impacto sobre lâminas de compósito reforçados por fibras e as respectivas energias limiares de geração (pág. 109). Fig. 2.32 – Direções e áreas de delaminação para diferentes seqüências de empilhamento de placas reforçadas com uma mesma fibra e com diferentes fibras de reforço (pág. 112). Fig. 2.33 –Tipos de perfurações obtidas em ensaios de impacto sobre placas de fibra de carbono constituídas de empilhamentos unidirecionais e reforçadas por tecidos (pág. 115). Fig. 3.1 – Posições e procedimento de medida das placas de compósitos estudadas (pág. 121). Fig. 3.2 – Detalhes da pesagem do endurecedor e mistura à quente com a resina (pág. 123). Fig. 3.3 – Fotos mostrando o enrolamento das fibras de carbono para a produção de um laminado unidirecional com o detalhe do recipiente de resina utilizada como matriz (pág. 124). Fig. 3.4 – Representação esquemática do processo de fabricação de pré-impregnados realizada nas instalações do Departamento de Materiais do IAE/CTA (pág. 124). x Fig. 3.5 – Fotos mostrando detalhes da fase de homogeneização e empilhamento das camadas unidirecionais de fibras de carbono (pág. 125). Fig. 3.6 – Configuração do empilhamento dentro da autoclave (pág. 126). Fig. 3.7 – Fotografia mostrando a autoclave empregada no Depto Mat/IAE/CTA (pág. 127). Fig. 3.8 – Variação na espessura das placas de fibra de carbono unidirecionais (pág. 128). Fig. 3.9 – Variação na espessura das placas de fibra de carbono cross-ply (pág. 128). Fig. 3.10 – Variação na espessura da placa de fibra de carbono assimétrica (pág. 129). Fig. 3.11 – Micrografias da amostra CTACPL-2 com 50 e 100x de aumento (pág. 131). Fig. 3.12 – Micrografias das amostra CTAASS com 50 e 100x de aumento (pág. 131). Fig. 3.13 – Áreas da fuselagem da aeronave ERJ-145 que sofrem maior ação de impactos mecânicos de baixa energia e onde são empregados os materiais testados (pág. 133). Fig. 3.14 – Variação na espessura das placas reforçadas com fibras de carbono fornecidas pela Embraer para a configuração de 6 camadas e para diversas espessuras (pág. 136). Fig. 3.15 – Variação na espessura das placas reforçadas com fibras de kevlarfornecidas pela Embraer para a configuração de 10 camadas e para diversas espessuras (pág. 137). Fig. 3.16 – Variação na espessura das placas reforçadas com fibras de vidro fornecidas pela Embraer para a configuração de 10 camadas e para diversas espessuras (pág. 137). Fig. 3.17 – Micrografia da amostra EMBCB6-1 com 1000x de aumento (pág. 141). Fig. 3.18 – Micrografias da amostra EMBKV10-1 com 100 e 1000x de aumento (pág. 142). Fig. 3.19 – Micrografias da amostra EMBVD8-1 com 100 e 1000x de aumento (pág. 143). Fig. 3.20 – Micrografia da amostra EMBMX6-1 com 100x de aumento (pág. 143). Fig. 3.21 – Aspecto externo de um perfil pultrudado e uma aplicação prática deste (pág. 145). Fig. 3.22 – Esquema da tomada das dimensões dos perfis pultrudados (pág. 147). Fig. 3.23 – Micrografias com 25x de aumento de um perfil simétrico e outro não simétrico fornecidos pela ENMAC (pág. 149). xi Fig. 3.24 – Fotografia mostrando o arranjo experimental montado para registrar a evolução do aspecto externo de danos, por meio de fotografias, dos materiais testados (pág. 150). Fig. 3.25 – Esquema do “scanneamento” da fratura das placas impactadas (pág. 151). Fig. 4.1 – Esquema da máquina de impacto montada para a realização dos ensaios (pág. 156). Fig. 4.2 – Desenho de projeto do sistema de testes de impacto montado (pág. 157). Fig. 4.3 – Desenho esquemático dos sistemas de porta amostras utilizados (pág. 159). Fig. 4.4 – Desenho esquemático do eletroímã para manter e liberar o impactador (pág. 160). Fig. 4.5 – Projeto da célula de carga utilizada no impactador e impactador montado (pág. 161). Fig. 4.6 – Esquema do sistema de condicionamento e aquisição de dados (pág. 163). Fig. 4.7 – Fotos mostrando: detalhe do impactador/célula de carga em operação e o impactador em cima de uma mesa (pág. 164). Fig. 4.8 – Sistema de aquisição de dados e detalhe do osciloscópio digital utilizados (pág. 165). Fig. 4.9 – Fotografias mostrando a operação com o sistema de ensaios e detalhe de uma placa de alumínio perfurada após uma sucessão de 4 impactos a 1m de queda (pág. 165). Fig. 4.10 – Variação da tensão lida pela aplicação de uma carga constante e dependência entra a tensão lida pelo sistema de aquisição de dados e a força aplicada no impactador (pág. 167). Fig. 4.11 – Variação do sinal obtido pelo sistema de aquisição de dados e respectiva curva força versus tempo para o 1054º com queda a 0,5m sobre a amostra EMBCB6-2 (pág. 171). Fig. 4.12 – Variação da velocidade e deslocamento do impactador versus tempo para o 1054º com queda a 0,5m sobre a amostra EMBCB6-2 (pág. 172). Fig. 4.13 – Variação da energia cinética versus tempo e curva força versus deslocamento do impactador para o 1054º com queda a 0,5m sobre a amostra EMBCB6-2 (pág. 172). Fig. 4.14 –Variação do sinal obtido ao longo de um grande intervalo de tempo mostrando os repiques seguidos sobre a amostra EMBCB6-2 no 1080º impacto (pág. 174). Fig. 4.15 – Variação do sinal obtido ao longo de um grande intervalo de tempo mostrando os repiques seguidos sobre a amostra EMBKV10-7 no 5º impacto (pág. 182). xii Fig. 4.16 – Gráfico comparativo entre o intervalo de tempo dos repiques de uma placa que pouco se danifica e de uma placa que se danifica muito em impacto (pág. 182). Fig. 5.1 – Curvas força x tempo para a amostra CTAUNI-4 (pág. 191). Fig. 5.2 – Curvas força x tempo para a amostra CTACPL-1 (pág. 192). Fig. 5.3 – Curvas força x tempo para a amostra CTACPL-2 (pág. 193). Fig. 5.4 – Curvas força x tempo para a amostra CTAASS-1 (pág. 194). Fig. 5.5 – Curvas força x deslocamento do impactador para a amostra CTAUNI-4 (pág. 196). Fig. 5.6 – Curvas força x deslocamento do impactador para a amostra CTACPL-1 (pág. 196). Fig. 5.7 – Curvas força x deslocamento do impactador para a amostra CTACPL-2 (pág. 197). Fig. 5.8 – Curvas força x deslocamento do impactador para a amostra CTAASS-1 (pág. 198). Fig. 5.9 – Evolução da força máxima para as amostras unidirecionais do CTA (pág. 199). Fig. 5.10 – Evolução da força máxima até 103 imp. para as amostras [0/90] do CTA (pág. 200). Fig. 5.11 – Evolução da força máxima até 203 imp. para a amostra CTAASS-1 (pág. 200). Fig. 5.12 – Evolução do tempo de duração do impacto para as amostras unidirecionais do CTA (pág. 202). Fig. 5.13 – Evolução do tempo de duração do impacto para as amostras [0/90] do CTA (pág. 202). Fig. 5.14 – Evolução do tempo de duração do impacto para a amostra CTAASS-1 (pág. 203). Fig. 5.15 – Evolução da energia dissipada pelo impactador para as amostras unidirecionais do CTA (pág. 204). Fig. 5.16 – Evolução da energia dissipada pelo impactador para as amostras [0/90] do CTA (pág. 205). Fig. 5.17 – Evolução da energia dissipada pelo impactador para a amostra CTAASS-1(pág. 205). Fig. 5.18 – Esquema da montagem para os ensaios de compressão quase estáticos (pág. 213). Fig. 5.19 – Gráfico força x deslocamento quase estático para a amostra EMBCB6-2 (pág. 214). Fig. 5.20 – Gráfico força x deslocamento quase estático para a amostra EMBKV10-3 (pág. 215). xiii Fig. 5.21 – Gráfico força x deslocamento quase estático para a amostra EMBVD8-3 (pág. 216). Fig. 5.22 – Gráfico força x deslocamento quase estático para a amostra EMBMX6-3 (pág. 216). Fig. 5.23 – Curvas força x tempo no 1o impacto das amostras Embraer reforçadas com fibras de carbono com 3, 4 e 5 camadas com impactos com quedas de 0,5m e 1,0m (pág. 220). Fig. 5.24 – Curvas força x tempo para a amostra EMBCB6-7 (pág. 221). Fig. 5.25 – Curvas força x tempo para a amostra EMBCB4-6 (pág. 222). Fig. 5.26 – Curvas força x tempo no 1º impacto das amostras Embraer reforçadas com fibras de kevlar com 6, 8 e 10 camadas com impactos com quedas de 0,5m e 1,0m (pág. 222). Fig. 5.27 – Curvas força x tempo para a amostra EMBKV10-5 (pág. 223). Fig. 5.28 – Curvas força x tempo para a amostra EMBKV6-5 (pág. 224). Fig. 5.28 – Curvas força x tempo para a amostra EMBKV6-5 (pág. 224). Fig. 5.29 – Curvas força x tempo no 1º impacto das amostras Embraer reforçadas com fibras de vidro com 6, 8 e 10 camadas com impactos com quedas de 0,5m e 1,0m (pág. 225). Fig. 5.30 – Curvas força x tempo no 1º impacto com queda de 1,0m das amostras Embraer reforçadas com fibras de vidro, kevlare híbrida todas com 6 camadas (pág. 226). Fig. 5.31 – Curvas força x tempo no 1º impacto com queda de 0,5m das amostras Embraer reforçadas com fibras de vidro, kevlare híbrida todas com 6 camadas (pág. 227). Fig. 5.32 – Curvas força x deslocamento do impactador no 1o impacto das amostras Embraer reforçadas com fibras de carbono com 3, 4 e 5 camadas com impactos de 0,5m e 1,0m (pág. 228). Fig. 5.33 – Curvas força x deslocamento do impactador para a amostra EMBCB6-7 (pág. 229). Fig. 5.34 – Curvas força x deslocamento do impactador para a amostra EMBCB4-6 (pág. 230). Fig. 5.35 – Curvas força x deslocamento do impactador no 1o impacto das amostras Embraer reforçadas com fibras de kevlarcom 6, 8 e 10 camadas com impactos de 0,5m e 1,0m (pág. 230). Fig. 5.36 – Curvas força x deslocamento do impactador para a amostra EMBKV10-5 (pág. 231). Fig. 5.37 – Curvas força x deslocamento do impactador para a amostra EMBKV6-5 (pág. 232). xiv Fig. 5.38 – Curvas força x deslocamento do impactador no 1o impacto das amostras Embraer reforçadas com fibras de vidro com 6, 8 e 10 camadas com impactos de 0,5m e 1,0m (pág. 233). Fig. 5.39 – Curvas força x deslocamento do impactador no 1o impacto com queda de 0,5m das amostras Embraer ref. com fibras de vidro, kevlar e híbrida todas com 6 camadas (pág. 234). Fig. 5.40 – Evolução da força máxima para as amostras da Embraer reforçadas com fibras de carbono com 4 camadas e em impactos de 0,5m (pág. 235). Fig. 5.41 – Evolução da força máxima para as amostras da Embraer reforçadas com fibras de carbono com 6 camadas e em impactos de 1,0m (pág. 236). Fig. 5.42 – Evolução da força máxima para as amostras da Embraer reforçadas com fibras de kevlarcom 6 camadas e em impactos de 0,5m (pág. 237). Fig. 5.43 – Evolução da força máxima para as amostras da Embraer reforçadas com fibras de kevlarcom 8 camadas e em impactos de 0,5m (pág. 238). Fig. 5.44 – Evolução da força máxima para as amostras da Embraer reforçadas com fibras de kevlarcom 10 camadas e em impactos de 1,0m (pág. 238). Fig. 5.45 – Evolução da força máxima para as amostras da Embraer reforçadas com fibras de vidro com 8 camadas e em impactos de 1,0m (pág. 239). Fig. 5.46 – Evolução da duração do impacto para as amostras da Embraer reforçadas com fibras de carbono com 4 camadas e em impactos de 0,5m (pág. 241). Fig. 5.47 – Evolução da duração do impacto para as amostras da Embraer reforçadas com fibras de carbono com 6 camadas e em impactos de 1,0m (pág. 241). Fig. 5.48 – Evolução da duração do impacto para as amostras da Embraer reforçadas com fibras de kevlarcom 6 camadas e em impactos de 0,5m (pág. 242). Fig. 5.49 – Evolução da duração do impacto para as amostras da Embraer reforçadas com fibras de kevlarcom 8 camadas e em impactos de 0,5m (pág. 242). Fig. 5.50 – Evolução da duração do impacto para as amostras da Embraer reforçadas com fibras de kevlarcom 10 camadas e em impactos de 1,0m (pág. 243). xv Fig. 5.51 – Evolução da duração do impacto para as amostras da Embraer reforçadas com fibras de vidro com 8 camadas e em impactos de 1,0m (pág. 244). Fig. 5.52 – Evolução da energia dissipada em impacto para as amostras da Embraer reforçadas com fibras de carbono com 4 camadas e em impactos de 0,5m (pág. 246). Fig. 5.53 – Evolução da energia dissipada em impacto para as amostras da Embraer reforçadas com fibras de carbono com 6 camadas e em impactos de 1,0m (pág. 246). Fig. 5.54 – Evolução da energia dissipada em impacto para as amostras da Embraer reforçadas com fibras de kevlar com 6 camadas e em impactos de 0,5m (pág. 247). Fig. 5.55 – Evolução da energia dissipada em impacto para as amostras da Embraer reforçadas com fibras de kevlar com 8 camadas e em impactos de 0,5m (pág. 247). Fig. 5.56 – Evolução da energia dissipada em impacto para as amostras da Embraer reforçadas com fibras de kevlarcom 10 camadas e em impactos de 1,0m (pág. 248). Fig. 5.57 – Evolução da energia dissipada em impacto para as amostras da Embraer reforçadas com fibras de vidro com 8 camadas e em impactos de 1,0m (pág. 248). Fig. 5.58 – Curvas força x tempo para a amostra ENCNS-3 (pág. 251). Fig. 5.59 – Curvas força x tempo para a amostra ENCSM-1 (pág. 252). Fig. 5.60 – Curvas força x tempo para a amostra ENCNS-4 (pág. 253). Fig. 5.61 – Curvas força x tempo para a amostra ENCSM-5 (pág. 254). Fig. 5.62 – Curvas força x deslocamento do impactador para a amostra ENCNS-3 (pág. 254). Fig. 5.63 – Curvas força x deslocamento do impactador para a amostra ENCSM-1 (pág. 255). Fig. 5.64 – Curvas força x deslocamento do impactador para a amostra ENCNS-4 (pág. 256). Fig. 5.65 – Curvas força x deslocamento do impactador para a amostra ENCSM-5 (pág. 256). Fig. 5.66 – Gráfico da evolução da força máxima apresentada em sucessivos impactos a 1,0m de queda para os perfis não simétricos (pág. 257). Fig. 5.67 – Gráfico da evolução da força máxima apresentada em sucessivos impactos a 1,0m de queda para os perfis simétricos (pág. 258). xvi Fig. 5.68 – Gráfico da evolução da força máxima apresentada em sucessivos impactos a 0,5m de queda para os perfis não simétricos (pág. 259). Fig. 5.69 – Gráfico da evolução da força máxima apresentada em sucessivos impactos a 0,5m de queda para os perfis simétricos (pág. 259). Fig. 5.70 – Gráfico da evolução do tempo de duração do impacto apresentado em sucessivos impactos a 1,0m de queda para os perfis não simétricos (pág. 261). Fig. 5.71 – Gráfico da evolução do tempo de duração do impacto apresentado em sucessivos impactos a 1,0m de queda para os perfis simétricos (pág. 261). Fig. 5.72 – Gráfico da evolução do tempo de duração do impacto apresentado em sucessivos impactos a 0,5m de queda para os perfis não simétricos (pág. 262). Fig. 5.73 – Gráfico da evolução do tempo de duração do impacto apresentado em sucessivos impactos a 0,5m de queda para os perfis simétricos (pág. 262). Fig. 5.74 – Gráfico da evolução da energia dissipada pelo impactador em sucessivos impactos a 1,0m de queda para os perfis não simétricos (pág. 263). Fig. 5.75 – Gráfico da evolução da energia dissipada pelo impactador em sucessivos impactos a 1,0m de queda para os perfis simétricos (pág. 264). Fig. 5.76 – Gráfico da evolução da energia dissipada pelo impactador em sucessivos impactos a 0,5m de queda para os perfis não simétricos (pág. 265). Fig. 5.77 – Gráfico da evolução da energia dissipada pelo impactador em sucessivos impactos a 0,5m de queda para os perfis simétricos (pág. 265). Fig. 5.78 – Gráfico da resistência a impacto versus espessura das placas para os ensaios de impacto com queda de 1,0m sobre as placas do CTA e da Embraer (pág. 267). Fig. 5.79 – Gráfico da resistência a impacto versus espessura das placas para os ensaios de impacto com queda de 0,5m sobre as placas do CTA e da Embraer (pág. 267). Fig. 5.80 – Gráfico da “maior força máxima” registrada em impacto versus espessura para cada configuração de reforço das placas doadas pela Embraer (pág. 278). Fig. 5.81 – Curvas força x tempo para uma placa de alumínio puro (pág. 280). Fig. 5.82 – Curvas força x deslocamento do impactador para uma placa de alumínio (pág. 281). xvii Fig. 5.83 – Gráfico da evolução da força máxima em sucessivos impactos a 1,0m de queda sobre uma placa de alumínio comercialmente puro (pág. 281). Fig. 5.84 – Gráfico da evolução da duração do impacto em sucessivos impactos a 1,0m de queda sobre uma placa de alumínio comercialmente puro (pág. 282). Fig. 5.85 – Gráfico da energia dissipada pelo impactador em sucessivos impactos a 1,0m de queda sobre uma placa de alumínio comercialmente puro (pág. 282). Fig. 5.86 – Evolução do aspecto externo da superfície da placa CTACPL-1 em sucessivos impactos a 1,0m de queda (pág. 286). Fig. 5.87 – Evolução do aspecto externo da superfície da placa EMBCB6-1 em sucessivos impactos a 1,0m de queda (pág. 287). Fig. 5.88 – Evolução do aspecto externo da superfície da placa EMBKV10-1 em sucessivos impactos a 1,0m de queda (pág. 288). Fig. 5.89 – Geometria de fratura em uma amostra reforçada unidirecionalmente (pág. 289). Fig. 5.90 – Geometria de fratura após 103 imp. em uma amostra reforçada a [0/90] (pág. 290). Fig. 5.91 – Geometria de fratura das amostras doadas pela Embraer reforçadas com fibras de carbono com 3, 4 e 6 camadas em impactos de 1,0m e 0,5m (pág. 291). Fig. 5.92 – Geometria de fratura das amostras doadas pela Embraer reforçadas com fibras de kevlar com 6, 8 e 10 camadas em impactos de 1,0m e 0,5m (pág. 293). Fig. 5.93 – Geometria de fratura das amostras doadas pela Embraer reforçadas com fibras de vidro com 6, 8 e 10 camadas em impactos de 1,0m e 0,5m (pág. 295). Fig. 2.94 – Geometria de fratura na amostra EMBMX6-2 em impactos a 0,5m de queda (pág. 296). Fig. 2.95 – Geometria de fratura da placa de alumínio testada em impactos a 1,0m (pág. 297). Fig. 2.96 - Geometria de fratura das amostras doadas pela Embraer reforçadas com fibras de carbono, kevlar, vidro e híbrida testadas quase-estaticamente (pág. 298). Fig. 2.97 – Geometria de fratura nas amostras de perfil pultrudados simétricos e nãosimétricos testadas em impactos a 1,0m e 0,5m de queda (pág 300). xviii Fig. 2.98 – Raios-X da placa CTAUNI-2 mostrando a região de fratura (pág 301). Fig. 2.99 – Raios-X das placas doadas pela Embraer e reforçadas com fibras de carbono mostrando a região de fratura (pág. 303). Fig. 5.100 - Raios-X das placas doadas pela Embraer e reforçadas com fibras de kevlar mostrando a região de fratura (pág. 304). Fig. 5.101 - Raios-X dos perfis pultrudados mostrando a região de fratura (pág. 306). 1 CAPÍTULO 1 I NTRODUÇÃO 1.1 – Materiais Compósitos O campo dos materiais compósitos é ao mesmo tempo novo e antigo. É antigo na perspectiva de que muitos objetos naturais, incluindo o corpo humano, são compósitos. É novo na perspectiva de que somente a partir da década de 1960 é que foram desenvolvidos materiais compósitos fibrosos artificiais. Um conceito simples para materiais compósitos seria [1] “um material composto de duas ou mais fases distintas”. Assim sendo, um compósito é conceitualmente um material heterogêneo. Obviamente deve-se complementar este conceito restringindo a escala para a consideração da heterogeneidade, para uma escala macro ou submacroscópica. De outro modo todos os materiais poderiam ser considerados compósitos, pois são inevitavelmente heterogêneos se a escala de observação for suficientemente pequena. Em termos de desempenho mecânico os materiais compósitos fibrosos apresentam boas propriedades. Uma ou mais fases, normalmente sob a forma de fibras, reforçam mecanicamente a fase na qual estão dispersas e que é chamada de matriz. Considerando um reforço fibroso, o compósito surgido poderá ser tão eficiente que apenas ele poderá ser utilizado em certas aplicações especiais onde os demais materiais de engenharia não poderão ser utilizados. 1.2 – Evolução histórica Historicamente, os materiais compósitos têm uma origem muito antiga, datando dos primórdios da humanidade. Tijolos para a construção civil, constituídos de barro argiloso com ramos secos de capim, provavelmente foram os primeiros tipos de material compósito artificial utilizado pela humanidade [1]. Este tipo de material foi citado, por exemplo, no livro do Êxodo por volta do ano 1300 antes de Cristo. Obviamente a boa resistência mecânica dos 2 ramos vegetais compensava a baixa resistência do barro dos tijolos, que quando seco e sem o reforço das fibras, seria muito pouco resistente. Ainda hoje, este tipo de associação é utilizada, principalmente em países subdesenvolvidos. A utilização dos materiais compósitos, desde o seu presumível primeiro exemplo, se deu de uma forma mais lenta principalmente em comparação com o desenvolvimento dos metais, ligas metálicas e outros materiais. O surgimento de fibras de vidro se deu no século 18, mas foi apenas em 1939 que fibras de vidro contínuas passaram a ser produzidas comercialmente, visando aplicações elétricas em altas temperaturas [2]. Duas décadas ainda iriam passar antes da produção das tão chamadas “fibras avançadas” (advanced fibers): fibras de boro (final da década de 1950) e carbono (década de 1960). As fibras de carbono e de vidro são os principais agentes de reforço usados atualmente nos materiais compósitos. Assim sendo um grande impulso no desenvolvimento tecnológico dos materiais compósitos somente ocorreu a partir da década de 1960. Foram três fatores os principais responsáveis pelo aumento no desenvolvimento dos compósitos nesta época: 1o) o grande desenvolvimento dos materiais poliméricos, que atualmente são os principais materiais utilizados como matrizes em compósitos; 2o) o início da produção de fibras sintéticas (vidro, carbono, aramida, etc.) em larga escala; 3o) a necessidade de novos materiais para estruturas de alto desempenho a serem utilizadas na corrida espacial e na corrida armamentista originada pela guerra-fria. O fim da guerra fria, no final da década de 80, trouxe uma redução na pesquisa, desenvolvimento e utilização dos materiais compósitos na área militar. Felizmente, porém, a infraestrutura existente e os esforços de pesquisa concentrados no setor militar para o desenvolvimento dos materiais compósitos têm-se deslocado para o setor civil [3]. Novas linhas de aeronaves, artigos esportivos e mesmo estruturas de engenharia civil estão atualmente em desenvolvimento e aperfeiçoamento o que aumenta cada vez mais o consumo de materiais compósitos avançados. 3 Esta recente disseminação da utilização dos materiais compósitos pode ser melhor observada no gráfico da figura 1.1. Este gráfico mostra a evolução histórica da importância relativa dos materiais para a tecnologia humana [4]. Pode-se notar, que a importância relativa dos materiais compósitos como materiais de engenharia tende a aumentar e se tornar equivalente a das demais classes de materiais. Figura 1.1 - Importância relativa das diferentes classes de materiais utilizadas pela humanidade ao longo de sua história [4]. 1.3 – Materiais de reforço Uma grande variedade de materiais de reforço e de matrizes estão hoje disponíveis para o uso em materiais compósitos. A seleção de um reforço e de uma matriz a ser usado em um compósito não é arbitrária: as duas, ou mais, fases devem ser escolhidas quanto mais cuidadosamente quanto maior a eficiência desejada para o material. Considerando, por exemplo, que se deseje um material que tenha que apresentar além de boa resistência mecânica e rigidez, expressa pelo módulo de Young (E), também deva ser utilizado em uma estrutura de baixo peso. A combinação entre uma matriz de baixo peso específico com um reforço de, por exemplo, alta rigidez, pode levar à obtenção de um compósito de elevada relação rigidez/densidade. 4 Como esta característica é cada vez mais procurada atualmente para aplicações estruturais é comum a combinação de matrizes de baixa densidade, ou peso específico, com materiais de reforço de alta resistência mecânica e módulo de Elasticidade. A figura 1.2 ilustra graficamente como se fazer associações deste tipo [5]. Os materiais indicados nesta figura dentro de uma moldura constituem-se em materiais de larga utilização para matrizes de compósitos. Os demais materiais são normalmente utilizados como reforço. A combinação de, por exemplo, uma matriz polimérica com uma fibra de carbono poderá resultar em um compósito de características intermediárias que apresenta uma rigidez próxima às ligas de titânio, porém com um peso específico muito menor. Figura 1.2 - Gráfico de rigidez versus peso específico para os diversos materiais utilizados para a fabricação de compósitos [5]. Deve-se ressaltar que, matrizes metálicas geralmente não são reforçadas com os mesmos materiais de reforço que os polímeros, exatamente devido à possível perda de propriedades mecânicas numa associação deste tipo. Desta forma, materiais compósitos em matrizes metálicas, por exemplo, em ligas de alumínio, são reforçados com materiais 5 cerâmicos, por exemplo, carbetos metálicos, que possuem uma maior resistência mecânica do que a matriz metálica, tal como é apresentado na figura 1.2. Obviamente existem aspectos de caráter técnico que limitam a utilização de certos tipos de reforços em matrizes metálicas. Sob o ponto de vista de resistência mecânica, as fibras são os principais componentes utilizados para se fazer o reforço nos materiais compósitos, embora outras geometrias de reforços também podem ser utilizadas para este mesmo fim. As principais razões para esta utilização mais disseminada das fibras são três [6,7]: 1. Tamanho do reforço. Quanto menor o tamanho de um material, menor o número médio de defeitos em sua seção reta e maior a sua probabilidade de suportar carregamentos mecânicos, ou seja, maior a sua resistência. Isto pode ser visto na figura 1.3. para o caso das fibras de carbono. 2. Efeito microestrutural. Certos materiais aos serem processados para se tornarem fibras podem ter a sua estrutura cristalina ou molecular orientada no sentido longitudinal (de fiação) aumentando a resistência da fibra obtida. Isto ocorre normalmente nas fibras de carbono, conforme mostrado na figura 1.4.a e 1.4.b, e também nas fibras de kevlar. 3. Efeito geométrico. A forma geométrica de uma fibra possui uma relação área de contato/volume muito alta. Assim sendo, a fibra consegue melhor absorver e suportar os carregamentos impostos na matriz, que é menos resistente. Esta absorção é tanto maior quanto maiores forem, a relação comprimento/diâmetro da fibra e a coesão interfacial entre fibra e matriz. Figura 1.3 - Variação da resistência mecânica de uma fibra de carbono com a diminuição de seu diâmetro [6]. 6 (a) (b) Figura 1.4 - (a) Mudanças cristalinas na estrutura de uma fibra de carbono desde a sua origem como polímero (PAN – Poliacrilonitrila) até a sua transformação em fibra de carbono com (b) a estrutura folheada da fibra de carbono possui uma orientação no sentido longitudinal da fibra que neste caso é a direção vertical [6]. A primeira fibra especialmente desenvolvida para aplicações em compósitos estruturais foi a fibra de Boro introduzida por Talley em 1959 [2]. Esta e outras fibras avançadas estão sendo disponibilizadas, como as citadas a seguir [8]: Fibras de carbono; Fibras orgânicas (por exemplo, aramida); Fibras de boro; Fibras cerâmicas (óxidos, carbetos e nitretos); Dentre todas as fibras utilizadas como reforço, as fibras de vidro ainda ocupam uma posição importante devido a sua alta resistência específica e baixo custo de produção, que é inferior a todas as demais fibras avançadas. Devido a isto, a grande parte dos materiais compósitos fibrosos, principalmente para aplicações mais comuns, são reforçados por fibras de vidro. A tabela 1.1 dá uma indicação das diferenças entre as fibras de reforço que podem ser utilizadas em um compósito em termos de composição química, método de fabricação e tamanho. O tamanho dos filamentos individuais pode variar de 3 a 150 m [2] e a temperatura de utilização varia de 250o C a até 2000o C [8]. Obviamente a temperatura de utilização dos 7 compósitos produzidos com estes reforços também é delimitada pela resistência térmica da matriz empregada. Algumas fibras mais comuns e flexíveis, tais como vidro e carbono, podem ser comercializadas sob a forma de tecidos. Estes tecidos podem ter diferentes configurações conforme será visto no item 1.5.2. Tabela 1.1 - Características típicas das fibras avançadas, como traduzido de [2]. Tipo da fibra Diâmetro (m) Material percursor/ matéria-prima ou base de formação Método de fabricação No fibras por filamento Vidro Vidro S-2 6-14 Vidro fundido “Puxamento” 2000 Orgânica Kevlar 49 12 Cristal líquido Centrifugação 1000 Carbono AS4 8 PAN1 Calor e tração 12000 Carbono P-100S 10 Piche Calor 2000 Carbono IM8 5 PAN Calor e tração 12000 Cerâmica Boro 142 Núcleo de tungstênio CVD2 1 Cerâmica Nicalon (SiC) 15 Polímero (percursor) Pirólise 500 Cerâmica SCS-6 (SiC) 127 Núcleo de carbono CVD 1 Cerâmica Alumina 20 Mistura de argilas Rotação e calor 1 1 – PAN: PoliAcriloNitrila, um polímero termoplástico. 2 – CVD: Chemical Vapor Deposition (deposição química de vapor) As propriedades típicas de alguns tipos de fibras são comparadas com as propriedades de materiais metálicos estruturais e outros materiais utilizados como matriz de compósitos fibrosos na tabela 1.2. Pela tabela, pode-se observar que os valores de rigidez específica, apresentados pelas fibras, são até 13 vezes superiores aos apresentados pelos metais e até 16 vezes maior em termos de resistência específica. São estas características das fibras que faz com que os reforços fibrosos sejam os principais reforços empregados na fabricação dos materiais compósitos. 8 Tabela 1.2 - Propriedades de alguns materiais de engenharia, fibras de reforço e matrizes para compósitos [2]. Material Peso específico (g/cm3) Rigidez EL (GPa) Coeficiente de Poisson L Resistência L,UTS (MPa) Rigidez Resistência específica específica (relativa Al) (relativa Al) EL/ L,UTS/ Coeficiente de expansão térmica L (m/o C) METAIS (podem também ser utilizados como matriz) Alumínio 2,7 69 0,33 483 1,0 1,0 23,4 Aço 7,8 200 0,32 1.724 1,0 1,2 12,8 Titânio 4,5 91 0,36 758 0,95 1,2 8,8 FIBRAS (propriedades na direção axial) AS4 1,80 235 0,20 3.599 5,1 11,1 -0,8 T300 1,76 231 0,20 3.654 5,1 11,5 -0,5 P100S 2,15 724 0,20 2.199 13,2 5,5 -1,4 IM8 1,8 310 0,20 5.171 6,7 16,1 – Boro 2,6 385 0,21 3.799 5,8 8,3 8,3 Kevlar-49 1,44 124 0,34 3.620 3,6 13,9 -2,0 SCS-6 3,3 400 0,25 3.496 5,1 6,1 5,0 Nicalon 2,55 180 0,25 2.000 2,8 4,4 4,0 Alumina 3,95 379 0,25 1.585 3,7 1,9 7,5 Vidro S-2 2,46 86,8 0,23 4.585 1,4 10,4 5,4 Vidro E 2,58 69 0,22 3.450 1,05 7,5 5,4 Safira 3,97 435 0,28 3.600 4,3 5,1 8,8 MATERIAIS PARA MATRIZ Epoxi 1,38 4,6 0,36 58,6 0,08 0,4 63 Polimida 1,46 3,5 0,35 103 0,03 0,4 36 Magnésio 1,74 40 0,32 178 0,9 0,6 25,7 Obviamente, nem sempre é desejada a utilização de um material fibroso contínuo como reforço estrutural. Outras razões podem existir para a mudança no tipo de reforço, tais como: O reaproveitamento de um material de baixo custo ou ambientalmente danoso; A facilidade de se trabalhar com um reforço que não esteja sob a forma de fibras contínuas; 9 A dificuldade de obtenção e o custo de um reforço fibroso; Apesar de que outros tipos de reforços possam ser utilizados, as fibras contínuas são o tipo de reforço mais largamente utilizado e pesquisado. 1.4 – Matrizes Polímeros, metais e cerâmicas podem ser usados como materiais para matriz de um compósito, fibroso ou não. Reportando-se ao gráfico da figura 2, pode-se observar que, de uma maneira geral, os materiais utilizados como matriz possuem uma resistência mecânica inferior aos reforços que são inseridos nestes. Por outro lado, é procurado também que a matriz possua a menor densidade possível, ao menos em comparação à densidade do reforço. 1.4.1 – Materiais Poliméricos Os compósitos de matriz polimérica são muitas vezes designados pelo nome genérico “plástico reforçado” (“reinforced plastics”) e são os compósitos mais empregados atualmente. Os materiais poliméricos podem ser divididos em termoplásticos e termorrígidos, de acordo com a mudança de seu comportamento mecânico e químico com o aumento da temperatura. Os polímeros termoplásticos, que amolecem com o aumento da temperatura, são utilizados para produzir compósitos com elevada tenacidade e podem ser processados a baixo custo. Entre os mais utilizados pode-se destacar: polipropileno (PP), poli (cloreto de vinila) (PVC), nylon, poliuretano (PU), poli(éter-éter-cetona) (PEEK), poli(sulfeto de fenileno) (PPS) e polissulfona (PSO) [2,9]. Os polímeros termorrígidos, que formam ligações cruzadas durante o processo de fabricação e não amolecem ao serem reaquecidos, são os mais utilizados para a fabricação de compósitos devido a seu menor custo e facilidade de processamento. Os polímeros termorrígidos mais comumente usados para matriz são as resinas poliéster, epóxi, fenólica e poliimida (PI) [2,9]. Assim como as fibras de vidro são as fibras mais comumente utilizadas para o reforço de compósitos, as resinas poliéster são os materiais para matriz mais largamente utilizados devido ao seu menor custo e pela facilidade de produção de compósitos com este tipo de matriz. Desta forma, materiais compósitos de resina poliéster reforçada com fibras de vidro 10 são muito utilizadas na prática. Este tipo de compósito é barato, leve, relativamente resistente a ambientes agressivos e utilizável normalmente a temperaturas de até 100o C [8]. As resinas epóxi são o segundo tipo de matriz mais utilizado. São mais caras do que as resinas poliéster, mas tem uma melhor resistência mecânica e à umidade, assim como uma menor contração durante a cura e uma maior faixa de temperatura de utilização (até 175oC) [8,9]. Os problemas potenciais no uso de materiais compósitos com matriz polimérica são a faixa limitada de temperatura de uso, a susceptibilidade à degradação pelas condições ambientais de umidade, radiação ultravioleta e oxigênio atômico (em ambientes espaciais), baixa resistência mecânica transversal (fora do eixo das fibras de reforço) e altas tensões residuais devido às grandes diferenças entre os coeficientes de expansão térmica da matriz e do reforço (vide tabela 1.2). Tipicamente, estes materiais não podem ser usados em temperaturas próximas ou acima da temperatura de transição vítrea (Tg), na qual os polímeros perdem abruptamente as suas propriedades físicas [6]. 1.4.2 – Materiais Metálicos Os metais mais comumente utilizados como matriz em compósitos são o magnésio, o alumínio, o titânio e suas ligas. As principais razões para se escolher um metal para matriz de um compósito são: a maior faixa de temperatura de uso, a boa resistência mecânica transversal (fora do eixo das fibras de reforço), tenacidade, insensibilidade aos efeitos da umidade e maior capacidade de dissipação de calor (condutividade térmica) [6,2,9]. Porém, como desvantagens, estes materiais são mais susceptíveis à degradação na interface reforço/matriz e à corrosão. Materiais compósitos em matriz de alumínio têm uso a temperaturas de até 300o C e em matriz de titânio até a 800o C [8]. 1.4.3 – Materiais Cerâmicos As principais razões para se escolher uma cerâmica como matriz são a sua larga faixa de temperatura de utilização, que pode ir até a temperaturas superiores a 2.000o C, alto módulo de elasticidade e baixa densidade [8]. Porém a maior desvantagem das cerâmicas é a 11 sua fragilidade o que as torna susceptíveis à fratura. O carbono, o carbeto de silício e o nitreto de silício são as cerâmicas que mais têm sido utilizadas como matriz [2]. 1.5 – Arranjos geométricos dos compósitos A união geométrica do material de reforço com a matriz pode ser feita de forma a obter-se diferentes tipos de arranjos geométricos entre estas duas fases. A figura 1.5 mostra, de maneira genérica, os três tipos básicos de arranjos geométricos entre reforço e matriz. No primeiro tipo, mostrado na figura 1.5.a, o material de reforço particulado encontrase disperso por toda a matriz. Neste caso, o reforçamento praticamente não é direcional. No segundo tipo, figura 5.b, fibras curtas encontram-se distribuídas aleatoriamente pela matriz. Pode haver, porém, uma certa orientação das mesmas e, conseqüentemente, uma direção de reforço preferencial proporcionado pelas mesmas. No terceiro tipo, figura 1.5.c, fibras contínuas são distribuídas na matriz, quase sempre de forma orientada, a fim de induzir um reforçamento direcional. O último tipo de geometria de reforço pode ser obtido por fibras dispostas unidirecionalmente, ou por tecidos. Figura 1.5 - Três arranjos possíveis entre o reforço e a matriz em materiais compósitos: (a) particulado, (b) fibras curtas e (c) fibras longas [10]. 1.5.1 – Lâmina unidirecional A lâmina unidirecional é a unidade básica para materiais compósitos reforçados por fibras contínuas. Tal lâmina pode ser composta de uma ou mais camadas de material, mas com todas as fibras na mesma direção, conforme mostra a figura 1.5.c. Esta lâmina pode ser fabricada de várias maneiras, incluindo os processos de pré-impregnados (“prepreg”), 12 enrolamento filamentar (filament winding), pultrusão (pultrusion) ou moldagem por transferência de resina (resin transfer molding – RTM). A rigidez e a resistência na direção da fibra é tipicamente muito maior do que nas direções transversais, cujas propriedades mecânicas dependem do material de matriz e da qualidade de ligação entre fibras e matriz. 1.5.2 – Tecidos Por séculos os tecidos têm sido utilizados pela humanidade para a confecção de inúmeros artigos. Fibras flexíveis, tais como as de vidro, carbono e aramida, podem ser tecidas formando uma trama que pode ser convenientemente impregnada pela matriz. Existe uma larga variedade de geometrias de tecidos disponíveis, como as mostradas na figura 1.6, por exemplo. Os compósitos produzidos com este tipo de arranjo de reforço possuem uma melhor resposta mecânica transversalmente ao plano das fibras, em comparação ao laminado unidirecional. Os tecidos, durante a fase de fabricação da peça, também oferecem uma melhor homogeneidade de assentamento do reforço além de serem mais facilmente manipuláveis. Figura 1.6 - Geometrias de tecidos empregados como reforço fibroso: (a) plano, (b) duplo, (c) “twill”, (d) “crowfoot”, (e) “8-end satin” e (f) “5-end satin” [10]. 1.5.3 – Laminados 13 Os laminados são constituídos pelo empilhamento de camadas unidirecionais ou de camadas reforçadas por tecidos, com fibras colocadas em diferentes orientações, conforme mostrado esquematicamente na figura 1.7.a. As propriedades efetivas dos laminados podem variar com a orientação, espessura e seqüência de empilhamento das camadas individuais. Laminados cujos empilhamentos são simétricos não apresentam acoplamento de componentes mecânicas em tração com componentes cisalhantes e/ou componentes de torção, enquanto laminados não simétricos apresentam. Por esta razão, os empilhamentos simétricos são os mais utilizados, pois oferecem uma resposta mecânica mais uniforme do que os laminados não simétricos. Alguns tipos de empilhamentos podem gerar uma classe de laminados muito importante e muito comum que é chamada de quasi-isotrópica. Neste caso, a resposta elástica efetiva destes laminados, no seu respectivo plano, é isotrópica. Pelo que já foi descrito, pode-se notar que é muito importante se explicitar, para cada laminado, a correta seqüência de empilhamento. Isto é feito através de uma notação simples, mas largamente utilizada [6,1,12,11]. Esta notação consiste na representação, entre colchetes, dos ângulos de empilhamento e do respectivo número de camadas na sua ordem de empilhamento. Considerando o exemplo abaixo: n1 / n 2 / n3 / / nn n X T têm-se, as letras gregas (, , , ), juntamente com o sinal de positivo ou negativo, representam os ângulos de orientação de cada camada em relação ou ao maior comprimento ou em relação à direção de carregamento principal; os subíndices das letras gregas (n1, n2, ..., nn) indicam quantas camadas individuais são colocadas no correspondente ângulo e posição; o parâmetro nT representa o número eventual de repetições da seqüência entre colchetes para se formar o empilhamento completo da lâmina; a letra X indica se a seqüência entre colchetes é repetida de forma simétrica (X=S) ou não (X=nS). 14 Considerando-se a figura 1.7.a, por exemplo, a representação da orientação geométrica deste empilhamento seria: [0o/+45o/90o/-45o/0o]. Caso todas as camadas fossem unidirecionais a representação ficaria: [0o]5. Os compósitos que possuem as camadas orientadas perpendicularmente entre si recebem o nome de “cross-ply”, enquanto que os laminados que possuem camadas empilhadas em outros ângulos que não 90o são chamados, genericamente, de “angle-ply”. Normalmente esta notação não é empregada para compósitos reforçados por tecidos. (a) (b) Figura 1.7 – Estruturas de laminados: (a) material compósito fibroso laminado e (b) o laminado ARALL constituído por camadas alternadas de chapas de alumínio e compósito de fibras de kevlar [10]. 1.5.4 – Compósitos híbridos Os compósitos podem ser utilizados em certas aplicações onde pode ser recomendável a utilização simultânea de mais de uma fibra de reforço, ou então a associação com uma lâmina reforçada por partículas ou fibras descontínuas, ou com uma chapa de material metálico ou cerâmico. Tais combinações são chamadas de híbridas. Um exemplo de sistema híbrido é a combinação de camadas de fibras de kevlarcom camadas de fibras de vidro em um mesmo laminado. Neste caso pode-se aproveitar as excelentes propriedades de resistência ao impacto de altas energias do kevlarcom o menor custo das fibras de vidro. Outro exemplo de um sistema híbrido é um laminado, conhecido pelo nome comercial “ARALL”, que é constituído por camadas de compósito reforçado por fibras de aramida entre chapas de alumínio, conforme mostrado esquematicamente na figura 1.7.b. As camadas de 15 alumínio têm a função de proteger o compósito da umidade e da radiação ultravioleta, que são condições ambientais danosas ao tipo de compósito empregado. Como vantagens, este material apresenta facilidade de usinagem pelas técnicas tradicionais utilizadas para os metais, melhor resistência à fadiga e maiores valores de resistência e rigidez específicas [2]. 1.6 – Processos de fabricação Embora a idéia de se juntar dois, ou mais, materiais homogêneos e unifásicos para gerar um terceiro material heterogêneo e multifásico pareça conceitualmente simples, a implementação desta idéia, sob o ponto de vista tecnológico, não é tão simples assim [13]. Em todos os processos de fabricação de compósitos, do mais simples ao mais sofisticado, existe um conjunto de limitações, mais ou menos importantes, no que diz respeito à: capacidade de produção de peças; tamanho e forma geométrica das peças produzidas; qualidade estrutural das peças; homogeneidade da produção; possibilidade de automatização; custo. Estes fatores ainda não foram simultaneamente resolvidos para nenhum dos processos de produção de compósitos hoje existentes. Atualmente, existem alguns métodos de fabricação de compósitos que são mais difundidos, porém cada um deles apresenta um conjunto de limitações características. Tais processos são, na maioria das vezes, aplicados aos materiais compósitos de matriz polimérica. Os processos mais comuns de fabricação de materiais compósitos serão sumariamente apresentados a seguir. 1.6.1 – Processo manual Este deve ser o processo mais difundido no mundo, embora talvez não seja o de maior produção devido à limitação da cadência de produção [13]. Basicamente consiste na aplicação 16 do reforço que pode ser fibroso ou não. O reforço é aplicado, conforme ilustra a figura 1.8.a e 1.8.b, juntamente com a matriz polimérica no estado líquido sobre um molde. Após a cura da resina a peça é retirada do molde com a forma final desejada, conforme mostrado na figura 1.8.a. Desta forma, são produzidos orelhões, caixas d’água, piscinas, bancos, pequenos barcos e outras peças. (a) (b) Figura 1.8 – Processo de fabricação manual de compósitos: (a) laminação por roletes e (b) laminação por pistola [14]. 1.6.2 – Processo de autoclave Uma autoclave é um vaso de pressão com controle de temperatura e pressão e que é usado para a cura de materiais compósitos de matriz polimérica. O compósito a ser curado é preparado ou por empilhamento manual ou por montagem automatizada de pré-impregnados [2]. O componente é montado dentro de um saco de vácuo, mostrado esquematicamente na figura 1.9.a, e então colocado na autoclave onde é submetido a um ciclo de temperatura e pressão controlados. Algumas autoclaves, como as utilizadas pelas empresas aeronáuticas, são grandes o suficiente para curar grandes componentes estruturais, conforme mostra a figura 1.9.b. 17 (a) (b) Figura 1.9 - Processo de fabricação de compósitos por autoclave. (a) Montagem de um saco de vácuo. (b) Autoclave industrial para a cura de materiais compósitos da Alliant Techsystems [2]. Este processo, pelo alto custo e bons resultados em termos de componentes produzidos, é muito utilizado na indústria aeroespacial onde grandes investimentos podem ser feitos e onde há, também, a necessidade de componentes de eleva responsabilidade estrutural. 1.6.3 – Enrolamento filamentar É um processo automatizado utilizado para a fabricação de componentes ou estruturas feitas de fibras flexíveis [13]. Fios provenientes de carretéis vão sendo molhados com resina líquida e enrolados em um mandril com a forma final da estrutura, conforme esquematizado na figura 1.10.a. O componente enrolado é então curado em uma estufa ou autoclave. Máquinas para o enrolamento filamentar sofisticadas, disponíveis atualmente com a mostrada na figura 1.10.b, podem possuir até seis eixos independentes de movimento. (a) (b) Figura 1.10 - Processo de enrolamento filamentar. (a) Representação esquemática. (b) Máquina de enrolamento filamentar da Alliant Techsystems preparando uma cápsula de foguete [2]. 18 O enrolamento filamentar é um processo relativamente barato. Pode ser utilizado para a produção de vasos de pressão especiais, tais como tubos para reforço de canos de plástico para aquedutos, dutos em geral, tanques de combustível, corpo de mísseis. 1.6.4 – Pultrusão A pultrusão (“pultrusion”), também conhecida por “puxamento”, permite a produção de perfis de plástico reforçado de alto desempenho [15]. Emprega-se, em geral, a fibra de vidro como reforço, mas outras fibras também podem ser aplicadas, como as poliamidas aromáticas e as fibras de carbono. O processo de fabricação, esquematizado na figura 1.11, consiste em puxar as fibras de reforço mergulhando-as em um recipiente de resina líquida, que geralmente é poliéster, epóxi ou éster-vinílica. Depois de impregnadas pela resina, as fibras seguem para um molde metálico aquecido, com o formato da seção do perfil desejado. Pela ação da temperatura do molde, a resina é curada originando, um perfil de material compósito. Nesse estágio, o perfil já se encontra em condições para ser manuseado e cortado de acordo com a sua aplicação. Figura 1.11 – Esquema básico do processo de pultrusão [16]. Os materiais compósitos pultrudados podem ser aplicados em vários setores industriais [17]. Por exemplo, na indústria da energia elétrica é usado em: torres, antenas, escadas, leitos de cabos, varas de manobra, espaçadores e cobertura de terceiro trilho (metrô). Na indústria química e petroquímica pultrudados vêm sendo utilizados em grades de piso e estruturas em 19 geral. Destaca-se, também, o emprego de pultrudados na construção civil e na indústria de transportes. 1.7 – Propriedades mecânicas O início do desenvolvimento e aplicação dos compósitos fibrosos avançados foi incentivado devido ao seu potencial uso em estruturas de baixo peso. As primeiras aplicações dos compósitos, no início da década de 1960, eram em estruturas do setor aeroespacial, onde o peso afeta criticamente o consumo de combustível, o desempenho e a quantidade de carga paga, assim como no setor de materiais esportivos, onde a leveza do equipamento muitas vezes leva a um grande aumento no desempenho de quem o usa em competições [6, 1, 7]. Hoje em dia, recorre-se ao uso de compósitos fibrosos devido a uma série de propriedades, incluindo: baixo peso, alta rigidez, alta resistência, baixa (ou alta) condutividade elétrica (ou não, se necessária), baixa expansão térmica, baixa (ou alta) taxa de transferência de calor, resistência à corrosão, longa vida em fadiga, projeto otimizado, manutenção reduzida, possibilidade de fabricação de materiais manufaturados na forma final de aplicação e a possibilidade de retenção das propriedades a altas temperaturas de operação [6, 1, 2]. As propriedades dos materiais compósitos podem ser “fabricadas” sob medida, de acordo com o tipo de material de reforço, matriz, quantidades relativas da matriz e do reforço e geometria da união entre o reforço e a matriz escolhidos. A tabela 1.3 mostra algumas propriedades típicas de compósitos unidirecionais. Os compósitos unidirecionais exibem diferentes valores de propriedades de acordo com a direção na qual ela é medida. Isto pode ser visto claramente na tabela 1.3 pela diferença entre as propriedades longitudinal e transversal. As propriedades dos compósitos fibrosos são também função da fração volumétrica de reforço. Algumas das principais propriedades mecânicas dos compósitos serão discutidas a seguir. 20 Tabela 1.3 - Propriedades de alguns materiais compósitos de fibras contínuas [2]. Material Propriedade\ AS4/ 3501-6 T300/ 5208 Kevlar/ Boro/ SCS-6/ Vidro S-2/ epoxy Alumínio Ti-15-3 epoxy Peso específico (g/cm3) Rigidez axial EL (GPa) Rigidez transversal ET (GPa) Coeficiente de poisson 12 Coeficiente de poisson 23 Módulo de cisalhamento G12 (GPa) Módulo de cisalhamento G23 (GPa) Razão de rigidez EL/ET Resistência à tração longitudinal XT (MPa) Resistência à tração transversal YT (MPa) Razão entre as resistências XT/YT Coef. Expansão térmica axial (/o C) Coef. Expansão térmica transversal (/o C) Fração volumétrica Espessura da camada (mm) 1,52 148 10,50 0,30 0,59 1,54 132 10,8 0,24 0,59 1,38 76,8 5,5 0,34 0,37 2,65 227 139 0,24 0,36 3,86 221 145 0,27 0,40 2,00 43,5 11,5 0,27 0,40 5,61 5,65 2,07 57,6 53,2 3,45 3,17 3,38 1,4 49,1 51,7 4,12 12,6 12,3 14,8 1,6 1,5 4,6 2.137 1.513 1.380 1.290 1.517 1.724 53,4 43,4 27,6 117 317 41,4 27 35 50 11 4,8 42 -0,8 -0,77 -4 5,94 6,15 6,84 29 25 57 16,6 7,90 29 0,62 0,127 0,62 0,127 0,55 0,127 0,46 0,178 0,39 0,229 0,60 n.i. 1.7.1 – Resistência e rigidez específicas Os altos valores da razão entre a resistência mecânica, ou a rigidez, e a densidade estão entre as mais reconhecidas vantagens dos compósitos fibrosos de matrizes poliméricas, quando comparados com os materiais de engenharia tradicionais [6,1,18,10]. Os valores elevados de resistência e rigidez específicas dos compósitos possibilitam a obtenção de componentes mais leves que, principalmente na indústria dos transportes, levam a uma melhora no desempenho final da estrutura e/ou componente. As figuras 1.12 e 1.13 mostram, respectivamente, a importância das propriedades específicas pela comparação da resistência mecânica absoluta e da resistência mecânica específica de diversos materiais de engenharia com vários tipos de materiais compósitos fibrosos de matriz polimérica. Pode-se notar os compósitos tem um desempenho bastante superior ao dos materiais tradicionais de engenharia. 21 Figura 1.12 – Comparação da faixa de valores de resistência mecânica apresentada por algumas ligas metálicas de engenharia e materiais compósitos fibrosos [10]. Figura 1.13 – Comparação da faixa de valores de resistência mecânica específica apresentada para as mesmas ligas metálicas de engenharia e materiais compósitos fibrosos mostrados no gráfico da figura 1.13 [10]. 22 1.7.2 – Vida em fadiga A estrutura heterogênea dos compósitos fibrosos acarreta ter uma vida em fadiga mecânica maior do que a dos materiais homogêneos tradicionais [12]. As heterogeneidades funcionam como barreiras para a propagação de trincas geradas pelo carregamento em fadiga, desviando-as da direção preferencial de propagação e retardando o seu crescimento. Isto ocorre principalmente em compósitos fibrosos onde as fibras de reforço podem induzir à propagação das trincas em direções perpendiculares à direção de aplicação da força. [12,9] A vida em fadiga superior dos compósitos fibrosos em relação à dos materiais convencionais é uma das maiores razões, juntamente com o seu baixo peso estrutural, para a utilização destes materiais na indústria aeroespacial [6, 7]. De fato, há um grande crescimento da aplicação de compósitos fibrosos exatamente em situações onde uma melhor vida em fadiga é desejada, tais como: veículos de transporte, pontes, componentes industriais e estruturas expostas à ação eólica (como em antenas e torres) ou ao carregamento hidrodinâmico (como em plataformas marinhas) [19]. 1.7.3 – Estabilidade dimensional Praticamente todas as estruturas de engenharia são expostas a mudanças de temperatura ao longo de suas respectivas vidas úteis. As deformações associadas com as mudanças de temperatura podem resultar em mudanças de tamanho ou forma, atrito e tensões. Para muitas aplicações, estes efeitos térmicos podem ser críticos. Assim, em muitos casos, necessita-se de um material com coeficiente de expansão térmica próximo a zero ou nula [2]. Através de um projeto adequado é possível se reduzir o coeficiente de expansão térmica de um compósito, a fim de se minimizar as possíveis tensões de origem térmica [20]. O telescópio espacial Hubble, por exemplo, usa um componente compósito carbono/epóxi como estrutura do seu sistema ótico. Esta estrutura foi projetada para apresentar um coeficiente de expansão térmica nulo em uma larga faixa de temperaturas [2]. Sem isto, seria muito mais difícil, tecnicamente, obter imagens de alta qualidade e resolução ótica em um meio sujeito a enormes e rápidas variações de temperatura [2]. 23 1.7.4 – Resistência à corrosão Materiais compósitos de matrizes poliméricas e cerâmicas têm sido selecionados para produzir materiais resistentes à corrosão pela umidade e por outros produtos químicos [15, 21]. As principais aplicações dos compósitos de fibra de vidro têm sido dirigidas para componentes e estruturas em contato com ambientes agressivos tais como: tanques de armazenamento subterrâneos, membros estruturais para plataformas marinhas e indústrias químicas, dutos, e várias outras aplicações domésticas (portas, janelas, mobiliário, etc.) para regiões costeiras onde a corrosão pela maresia está sempre presente [21]. 1.7.5 – Resistência ao Impacto Os materiais compósitos, devido à sua estrutura heterogênea, geralmente possuem uma alta resistência a impactos de alta energia. Durante o impacto, há uma difusão da energia nas várias fases internas do compósito, o que reduz a energia inicial do impacto, reduzindo a severidade de efeitos catastróficos sobre a estrutura [22]. Entretanto, os materiais compósitos, e especialmente os fibrosos, possuem uma direção principal de solicitação mecânica na qual apresentam alta resistência mecânica. Nas demais direções, há uma redução quase sempre drástica nas propriedades mecânicas [7, 11]. Por outro lado, a resistência à compressão também não é muito grande, pois esta depende basicamente da matriz do compósito que possui propriedades mecânicas normalmente bem inferiores às das fibras [6]. Quando ocorrem carregamentos, não realizados na direção principal do compósito, estes são genericamente chamados de carregamentos fora-do-plano (“out-of-plane”). Com tudo isso, a resistência dos materiais compósitos a impactos mecânicos de baixas energias constitui-se num ponto crítico. Durante este tipo de solicitação, carregamentos forado-plano estão presentes, originando e desenvolvendo danos internos à estrutura do material. O mais preocupante é que estes danos podem não ser visíveis a olho nu [23]. Christoforou [24], menciona que pode haver uma redução de 50% na vida do material sem que este apresente algum dano externo visível. Hoje em dia há grandes esforços na pesquisa de melhores materiais para a fabricação de compósitos que tenham melhor resistência a carregamentos de impactos a baixas energias. 24 Assim sendo, existe uma grande necessidade de pesquisas para se compreender e qualificar o comportamento dos materiais compósitos sob eventos de impacto. Basicamente pode-se resumir a necessidade destes estudos em dois fatores, além daqueles já descritos: 1. os compósitos são materiais relativamente recentes cujo emprego vai aumentando dia-a-dia, sendo necessário a sua devida caracterização; 2. o fenômeno de impacto tem uma maior importância neste tipo de material por gerar danos que efetivamente degradam suas propriedades, mesmo a níveis baixos de energia de impacto. Como linha de pesquisa atual, o estudo da resistência de materiais compósitos a impactos por meio de ensaios mecânicos tem se mostrado eficiente para fomentar critérios de projeto mais eficientes para as estruturas constituídas com tais materiais [25, 26]. 1.8 – Aplicações Atualmente existe um grande desenvolvimento dos procedimentos de análise e projeto de materiais compósitos que, desta forma, levam a um aumento crescente do número de aplicações e a um aumento no volume produzido. O aumento do volume de compósitos produzidos faz decrescer, dramaticamente, o custo por unidade, fazendo com que os compósitos se tornem cada vez mais competitivos para atuais e futuras aplicações. É verificado o aproveitamento das características quase exclusivas dos materiais compósitos em suas aplicações [19]. Muitas destas aplicações são relativas ao setor de transportes, onde se objetiva a obtenção de estruturas seguras e cada vez mais leves, o que implica na economia do consumo de combustível. Dutos, vasos de pressão e estruturas para ambientes agressivos muitas vezes ficam mais eficientes e baratos (em custo inicial e de manutenção) com a utilização de materiais compósitos de matriz polimérica ao invés de se utilizar metais. As principais aplicações dos materiais compósitos se concentram nos seguintes setores e ramos econômicos [19, 2, 1, 18, 6, 25]: Setor Aeroespacial. Aviões grandes ou pequenos, civis e militares, espaçonaves, satélites, telescópios espaciais, ônibus espaciais, estação espacial, mísseis, tubeiras 25 de foguetes e helicópteros são todos exemplos onde os materiais compósitos são utilizados com largas vantagens operacionais. As principais razões para o uso em aeronaves incluem as altas resistência e rigidez específicas, projeto sob medida e resistência à fadiga. Setor Ferroviário. Existem muitos exemplos da utilização dos materiais compósitos para estruturas das composições ferroviárias, seja sob a forma de peças ou pequenos componentes, seja em estruturas grandes. Espera-se um aumento da utilização dos compósitos principalmente nos vagões ferroviários pela vantagem da redução do peso e resistência à corrosão. Setor Automobilístico. As razões para a escolha de compósitos para aplicações automobilísticas incluem menor peso e maior durabilidade, devido à maior resistência à corrosão, vida em fadiga e resistência ao atrito. As aplicações incluem: aletas de ventoinhas, molas, bombas, painéis interiores, pastilhas de freio, placas de embreagem, mangueiras, correias e partes do motor. Equipamentos esportivos e recreativos. Exemplos de equipamentos esportivos e recreativos feitos de material compósito incluem: raquetes de tênis, tacos de golfe, bastões de basebal e hóquei, capacetes, esquis, varas de pesca, barcos e remos, carenagens e chassis de barcos e carros de corrida. Os compósitos são utilizados nestes equipamentos basicamente para aumentar o desempenho pela diminuição do peso. Na área de recreação muitas vezes a diminuição do peso é desejada, mas a redução da manutenção e a resistência à corrosão são também os fatores importantes que resultam na escolha destes materiais. Setor da Construção Civil. O uso de compósitos poliméricos avançados em estruturas de engenharia civil, tais como pontes e edifícios, tem sido modesto em comparação com as outras áreas. Entretanto, onde existe uma grande necessidade de construção de estruturas leves e de montagem mais facilitada, os compósitos têm sido usados. Neste campo se destacam os compósitos pultrudados, utilizados para a montagem de pontes e estruturas industriais [15]. Também existe uma grande aplicação para os compósitos na área de estruturas em locais onde ambientes corrosivos estão presentes. Os benefícios da manutenção reduzida, 26 rapidez de montagem e beleza arquitetônica também estão sendo reconhecidos nas aplicações de compósitos para a produção de postes de sinalização, placas informativas, “out-doors”, etc [17, 15]. Aplicações Militares. Historicamente, o setor militar tem sempre se servido dos materiais mais avançados disponíveis pela humanidade. Com os compósitos não é diferente. As maiores variedades de aplicações dadas aos compósitos concentramse nesta área [2, 19, 6], tais como: capacetes, vestimentas à prova de bala, veículos resistentes ao impacto, pontes portáteis, armas mais leves e práticas assim como aeronaves militares que feitas com componentes mais leves tornam-se mais ágeis. 1.9 – Indústria brasileira de materiais compósitos Não existe nenhuma estatística completa e precisa a respeito de toda a produção de materiais compósitos no Brasil e nem no mundo. O que se têm disponível é a produção de certos tipos de materiais compósitos. Por exemplo, uma estimativa publicada em 1996 numa revista brasileira da área de materiais plásticos [15] menciona que a demanda de perfis pultrudados de fibra de vidro na América Latina, em 1995, teria sido de 800 toneladas. Neste mesmo artigo era apontado que este mesmo consumo iria crescer para pelo menos 1.000 toneladas em 1996 e para 1.200 t até o ano 2000. O faturamento do setor deveria ficar me torno de 17 milhões de dólares, valor significativo para um mercado ainda em desenvolvimento e para um produto relativamente tão específico. Neste mesmo período as indústrias dos Estados Unidos produziram 60 mil toneladas de perfis pultrudados e espera-se o aumento da produção para até 140 mil toneladas no ano 2000. Existem instaladas no país diversas empresas que fabricam e trabalham com materiais compósitos em matriz polimérica. O perfil das empresas que atuam no país é relativamente diversificado. Existem desde empresas para a produção de peças simples por laminação manual até empresas que produzem componentes de alto desempenho e responsabilidade estrutural por processos caros e sofisticados. Porém, de uma maneira geral, existe no Brasil um maior número de empresas que produzem compósitos não estruturais, tais com caixas d’água e piscinas. Por outro lado, a Associação Brasileira do Plástico Reforçado (ASPLAR) 27 estima que, em 1996, existiam pelo menos dez empresas atuando na fabricação de pultrudados no Brasil [15]. No anexo 9.1 está mostrada uma relação com algumas das empresas que atuam no país na área de materiais compósitos, de acordo com um levantamento feito recentemente [263]. Como complementação são listadas, também, algumas empresas fornecedoras de matériasprimas para as indústrias de material compósito. É colocada ainda uma lista de algumas empresas que trabalham com compósitos avançados no Brasil. 1.10 – Justificativa e objetivo Os materiais compósitos apresentam muitas características inovadoras, assim como possuem um grande potencial de utilização como material de engenharia contribuindo no desenvolvimento de novos processos e tecnologias. Sendo assim, é de enorme interesse a disponibilidade de dados a respeito do comportamento físico e mecânico destes materiais, a fim de que possa haver uma correta seleção e projeto. Entretanto, os materiais compósitos, por serem materiais de desenvolvimento recente e por poderem apresentar diversos arranjos de reforço e matriz, não estão completamente caracterizados mecanicamente. Existe uma enorme variedade de procedimentos de ensaios, mesmo para ensaios de tração onde diversas práticas têm sido utilizadas [27, 28, 29]. Por outro lado, sabe-se que algumas características mecânicas dos compósitos reforçados por fibras, que são os mais utilizados, são muito boas. Como por exemplo, tem-se a resistência mecânica, a resistência à fadiga e a resistência a impactos de altas energias. Porém, a resistência destes materiais a impactos mecânicos de baixas energias pode não ser boa. Assim sendo, muitas pesquisas ainda devem ser realizadas para se obter um melhor conhecimento a respeito do comportamento em impacto destes materiais. Estes estudos são necessários para se obter um critério de fabricação de compósitos mais resistentes ao impacto, assim como para obter uma melhor metodologia de seleção nas estruturas de engenharia. Tendo em vista estas necessidades de pesquisa quanto ao comportamento mecânico sob impacto de baixas energias dos materiais compósitos, o objetivo do presente trabalho é a 28 montagem de um sistema de testes de impacto, para baixas energias, assim como a utilização deste na caracterização mecânica de materiais compósitos. É de interesse deste trabalho que o sistema de ensaios montado possua como principais propriedades: um baixo custo de montagem e manutenção, facilidade de operação e adaptabilidade de teste com materiais de estruturas e geometrias diversas e, principalmente, a geração de resultados experimentais que efetivamente contribuam para a compreensão do comportamento ao impacto de materiais compósitos. Com a utilização do sistema de testes acima descrito, objetiva-se o ensaio de uma certa amostragem de materiais compósitos e sua posterior análise, de acordo com os próprios dados numéricos fornecidos pelo sistema de testes. Espera-se que tais resultados venham a contribuir efetivamente para a análise qualitativa e quantitativa da resistência ao impacto dos diversos materiais testados. 29 CAPÍTULO 2 R EVISÃO B IBLIOGRÁFICA 2.1 – Análise mecânica Na análise do comportamento mecânico em impacto dos materiais compósitos podem ser utilizados alguns conceitos baseados na Mecânica dos Materiais Compósitos e na chamada Mecânica de Danos. Neste item, estas duas metodologias são revistas com a finalidade de auxiliar na análise e compreensão do comportamento em impacto dos materiais compósitos fibrosos, tema do presente trabalho. A estrutura não homogênea e anisotrópica dos materiais compósitos não torna apropriada a utilização das análises mecânicas, normalmente utilizadas para os materiais convencionais de engenharia. Duas metodologias de análise mecânica mais apropriadas para os compósitos são utilizadas normalmente: a micromecânica e a macromecânica dos materiais compósitos. Na realidade, estas duas teorias são adaptações da teoria da mecânica do contínuo, aplicadas sob certas condições especiais que estão apresentadas nos itens 2.1.1 e 2.1.2. Ambas as teorias se complementam, podendo ser utilizadas tanto para a previsão do comportamento dos materiais compósitos, assim como para a análise do comportamento observado para estes materiais. Deve-se ressaltar que ambas são aplicáveis a todos os materiais compósitos, não só para aqueles reforçados com fibras. Os compósitos de reforço fibroso são normalmente produzidos na forma de lâminas, empilhadas na mesma orientação ou em orientações específicas formando um laminado. O cálculo das propriedades mecânicas de um laminado obtido por um certo tipo empilhamento, assim como a análise da resposta mecânica deste laminado submetido a carregamentos mecânicos, são objeto de estudo da teoria das placas laminadas. Esta teoria, como está apresentado no item 2.1.3, foi especialmente concebida para o estudo de um material constituído por várias camadas. A teoria das placas laminadas complementa a micromecânica e a macromecânica dos materiais compósitos e estas três metodologias constituem a Mecânica de Materiais Compósitos. 30 Uma publicação conhecida sobre a Mecânica de Materiais Compósitos foi publicada por Jones em 1975 [7]. Em seu livro estão descritas, com um bom aprofundamento, a micromecânica e a macromecânica dos materiais compósitos. Atualmente, dentre a literatura existente, podem ser citadas vários trabalhos [6, 20, 9, 30, 11]. O crescimento das publicações sobre este assunto está correlacionado com o aumento da utilização dos materiais compósitos. A Mecânica de Danos, por outro lado, é uma metodologia de análise da integridade estrutural de materiais. Esta teoria considera que a criação de danos dentro de um material, sob carregamento mecânico, reduz as suas propriedades mecânicas. A detecção destes danos, ou de alguma propriedade do material que esteja correlacionada com a presença de danos, pode permitir calcular as propriedades mecânicas residuais do material, através de correlações definidas pela Mecânica de danos e, assim, definir suas condições de utilização. Embora ainda esteja em desenvolvimento, esta teoria apresenta-se promissora para o estudo do comportamento de materiais compósitos. Isto porque os compósitos apresentam, muitas vezes, variações claras em suas propriedades mecânicas sob carregamento degradativo [2, 7], que ocorrem sob as condições mecânicas necessárias para a aplicação da metodologia da Mecânica de danos. A seguir, estão sumariamente apresentadas cada uma das metodologias discutidas. 2.1.1 – Micromecânica dos materiais compósitos A Micromecânica tem como objetivo básico a determinação das propriedades de um material compósito a partir do conhecimento das propriedades de seus materiais constituintes, arranjo e quantidade relativa destes. O desenvolvimento da micromecânica se deu paralelamente ao desenvolvimento dos chamados compósitos de engenharia sendo, portanto, relativamente recente. Os primeiros trabalhos sobre este assunto concentram-se no período entre 1960 e 1965 sendo atribuídos à: Paul [31], Hashin [32], Hill [33] e Hasshin e Rosen [34]. Atualmente, existem métodos de análise por micromecânica mais apurados baseando-se, inclusive, no método dos Elementos Finitos [11]. A micromecânica utiliza como objeto de estudo um volume representativo da configuração reforço/matriz do material em questão. As propriedades mecânicas deste 31 elemento de volume são normalmente extrapoladas para a obtenção das propriedades termoelásticas médias efetivas do compósito. Os parâmetros importantes para esta metodologia e que irão influenciar significativamente as propriedades obtidas por esta técnica são: fração volumétrica do reforço; geometria do reforço; distribuição espacial do reforço na matriz; distribuição do tamanho do reforço na matriz. Todas as equações e análises derivadas pela Micromecânica utilizam alguns destes parâmetros. As principais premissas básicas geralmente utilizadas pela micromecânica dos materiais compósitos são as seguintes: homogeneidade do material de reforço e da matriz; comportamento linear elástico para o reforço e para a matriz; isotropia de propriedades para o reforço e para a matriz; distribuição regularmente espaçada do reforço na matriz; no caso de reforço fibroso, alinhamento perfeito das fibras; Apesar de que quase todas estas características sejam meramente ideais, estas são tomadas como verdadeiras, a fim de se determinar um limite superior ou inferior das propriedades esperadas para o material compósito analisado. Estes limites são importantes porque, além de definir critérios de comparação entre um compósito e outro, também definem a faixa limite de variabilidade das propriedades que podem ser obtidas. Além disso, a aplicação para compósitos de matriz polimérica, que são os mais empregados, mostra-se bem aceitável [35]. Um desenvolvimento da micromecânica que utiliza diretamente estas aproximações é a chamada “Regra das Misturas”. Esta regra simples tem como equação geral: n K d K i Vi a b (2.1) i 1 Onde K é a propriedade do compósito na direção d=1 ou 2 (long. ou transv.), V é a fração volumétrica do componente i de um compósito com n componentes, a e b são expoentes. 32 Neste caso, a propriedade em estudo deve ser transportada massicamente para o compósito por meio de seus constituintes. Isto quer dizer que as propriedades determinadas pela equação 2.1 dependem da quantidade relativa dos materiais constituintes. Uma destas propriedades seriam, por exemplo, a densidade do compósito. A resistência mecânica e a rigidez do compósito são duas propriedades que podem ser estimadas por meio da regra das misturas. Quando se analisa a direção paralela às fibras de reforço, a equação 2.1 oferece diretamente os valores da tensão de resistência e da rigidez longitudinais do compósito, através da substituição do parâmetro K pela propriedade em questão. A consideração de direções perpendiculares às fibras de reforço leva à obtenção de uma equação do tipo da regra das misturas para os valores do módulo de Poisson do compósito [7]. A mudança na direção de estudo das propriedades do compósito leva a utilização das aproximações de Voigt ou isodeformação, ou a utilização da aproximação de Reuss ou isotensão [35]. As constantes elásticas principais de uma lâmina de reforço unidirecional (E1, E2, G12, 1, 2) podem ser calculadas, desta forma, com base nas respectivas constantes elásticas dos materiais constuintes, fibra e matriz, e em suas relativas frações volumétricas (Vm e Vf). Por exemplo, para o caso do cálculo do módulo de elasticidade têm-se: direção paralela ao reforço: E1 = VmEm + EfVf (2.2) 1 Vm V f E2 Em E f (2.3) direção transversal ao reforço: Os compósitos de engenharia não possuem um alinhamento perfeito das fibras de reforço numa dada direção, ou seja, não é completamente aplicável nem na aproximação de Voigt, nem na aproximação de Reuss. Assim, as equações da micromecânica para o cálculo das constantes elásticas, como por exemplo as equações (2.2) e (2.3), oferecem um limite superior e inferior dos valores obtidos para uma lâmina na prática. A aplicação da regra das misturas (equação 2.1) permite determinar um parâmetro importante para a constituição de compósitos fibrosos: a fração volumétrica mínima de 33 reforço para uma lâmina. Demonstra-se que a fração volumétrica mínima de reforço, acima da qual a matriz é efetivamente reforçada, vale [6]: Vf(min) = ( f – m ) / ( f – ’m ) (2.4) onde: f, tensão de resistência mecânica do reforço; m, tensão de resistência mecânica da matriz e ’m, tensão suportada pela matriz na deformação experimentada em ruputura pelas fibras de reforço. Este resultado demonstra que quanto mais próxima da resistência mecânica da matriz for a resistência mecânica das fibras de reforço, maior deve ser a quantidade de reforço a ser introduzido na matriz para se obter um mínimo de reforçamento. A micromecânica, também, permite estudar o processo de transferência de carga entre fibras de reforço e matriz. Esta é uma análise importante, porque as propriedades mecânicas macroscópicas de um compósito dependem da maneira como é transmitido o carregamento mecânico entre as fibras e a matriz. Considerando um compósito de reforço fibroso e matriz polimérica, ao se aplicar uma tensão externa, a matriz se deforma ao redor de uma fibra, segundo mostra a figura 2.1. Pode-se notar, pela figura 2.1, que no extremo da fibra há uma menor transferência de carga da matriz, devido a sua menor deformação. A transferência de carga da matriz para a fibra será tanto menor quanto menor o comprimento da fibra de reforço conforme ilustra a figura 2.2. Figura 2.1 – O processo de transferência de carga entre a matriz e o reforço fibroso: a geometria do campo de deformações na matriz ao redor de uma fibra sob a aplicação de uma tensão externa [1]. Para um mesmo tipo de fibra existe um certo comprimento crítico (lc) desta fibra que é necessário para o efetivo reforçamento do material compósito. Este comprimento crítico 34 depende diretamente do diâmetro da fibra (d), de sua resistência mecânica (f) e da tensão de resistência ao cisalhamento da interface fibra/matriz (c). Estas variáveis se correlacionam, de acordo com o que pode ser deduzido pela micromecânica, da seguinte forma: (2.5) lc = (f)d / 2c Pode-se perceber, pelos gráficos da figura 2.2, que a transferência de carga entre a matriz e o reforço ou nível de tensão médio na fibra de reforço, será tanto maior quanto maior for o comprimento desta fibra em relação ao seu comprimento crítico. (a) (b) (c) Figura 2.2 – Representação esquemática dos campos de tensão ao longo do comprimento de três fibras de reforço de comprimentos diferentes imersas em uma matriz: (a) l < lc; (b) l = lc e (c) l > lc [1]. Por sua vez, o comprimento crítico será tanto maior, segundo a equação 2.5, quanto maior for a resistência mecânica das fibras, menor for o seu diâmetro médio e maior a resistência interfacial fibra/matriz. Para a maior parte das fibras de vidro e carbono usadas como reforço de matrizes poliméricas, o comprimento crítico oferecido pela equação 2.5 é da ordem de 1mm, ou seja, é de 20 a 150 vezes maior do que o diâmetro destas fibras [1]. Conforme está descrito neste trabalho, uma boa transferência de carga é muito importante para se obter uma melhor resistência dos compósitos fibrosos ao impacto. É muito importante o conhecimento da distribuição de tensões transversais entre as fibras de reforço e a matriz de suporte na utilização dos compósitos. A micromecânica permite obter equações que descrevem as tensões em um elemento de volume representativo de um compósito reforçado com fibras contínuas. A dedução das equações que descrevem o campo 35 de tensões em torno deste elemento consideram um elemento de volume e um sistema de coordenadas como os mostrados na figura 2.3. Figura 2.3 – Configuração do elemento de volume representativo utilizado na dedução pela micromecânica do campo de tensões transversais de um compósito reforçado por fibras contínuas. As dimensões a e b mostradas na figura 2.3 estão diretamente correlacionadas com a fração volumétrica do reforço (Vf) ou da matriz (Vm). As tensões tangenciais, radiais e paralelas ao eixo principal do elemento de volume são calculadas em função de uma tensão externa aplicada axialmente ao conjunto. Para cada componente, têm-se: Para a fibra: 36 a 2 1 2 m b 2 ez m f kf kf 2 2 a 1 2 m b E f e z 2 f e z k f m f rf zf 1 (2.6) (2.7) e para a matriz: rm km m km zm a 2ez a 2 ez r 1 b r 1 2 m 1 b 2 1 2 m 2 2 (2.8) 2 (2.9) m 2 a 2 ez 1 2 m k m Em ez 2 (2.10) Ei , i = f, m. 1 i 1 2 i (2.11) onde: ki 2 1 k a 1 2 2 1 m k f m f k 2 b 1 1 2 m m k f (2.12) A distribuição das tensões, conforme calculadas pelas equações de (2.6) a (2.12), fica diretamente dependente da diferença entre os módulos de Poisson do reforço (f) e da matriz (m) utilizados no compósito. Se estes valores dos módulos de Poisson forem iguais ou aproximadamente iguais, ou seja, em m-f 0 o termo 1/ se torna desprezível e as equações para o cálculo das tensões na direção longitudinal (direção z) recaem na regra das misturas. Neste caso, também se pode desprezar o efeito das tensões não longitudinais. Para os casos onde há uma diferença entre os módulos de Poisson ou quando há escoamento de um dos materiais constituintes, as tensões transversais podem tomar valores importantes que não podem ser desprezados na análise do comportamento destes materiais. O gráfico da figura 2.4 ilustra a distribuição das tensões z, r e dentro do elemento de volume considerado na figura 2.3 que são oferecidas pelas equações apresentadas. Nota-se que nas interfaces entre fibra e matriz existem mudanças nos valores das tensões calculadas que podem levar a induzir rupturas desta interface sob carregamento. 37 Figura 2.4 – Distribuição das tensões transversais e longitudinais na região próximas a uma fibra de reforço [6]. Existem análises mais profundas e detalhadas da micromecânica aplicáveis para os materiais compósitos como as apresentadas rapidamente por Herakovich [35]. Este autor, por sua vez, cita o livro de Aboudi [36] como uma referência atualizada sobre os métodos disponíveis para determinação das propriedades elásticas dos materiais compósitos. Para este trabalho, os conceitos básicos de micromecânica aqui apresentados são satisfatórios para a compreensão das características e propriedades em impacto dos compósitos. 2.1.2 – Macromecânica dos materiais compósitos A Macromecânica, assim como a Micromecânica, também estuda o comportamento termo-mecânico dos compósitos. A principal diferença entre a micromecânica e a macromecânica é que esta última ignora a natureza microscópica não homogênea do material, ou seja, é presumida pela macromecânica que o material compósito seja homogêneo e pode ser estudado normalmente pela mecânica do contínuo. A macromecânica é aplicável somente às laminas unidirecionais, os laminados são estudados pela teoria das placas. 38 As propriedades de uma lâmina, que podem ser calculadas através da micromecânica, correspondem a de um material de características não isotrópicas. Para isto, as análises de macromecânica utilizam notação tensorial aplicada a sólidos não isotrópicos. Sabe-se da teoria da elasticidade que a correlação entre os tensores de tensão e deformação é dada pela Lei de Hooke generalizada [7, 37, 38]: ij = Cijklkl (i, j, k, l = 1,2, 3) (2.13) onde Cijkl é um tensor de quarta ordem com 81 constantes elásticas para um material anisotrópico. Utilizando uma notação simplificadora, a equação acima se torna [7]: i = Cijj (i, j = 1,2,...,6) (2.14) ou 1 C11 C 2 12 3 C13 4 C14 5 C15 6 C16 C 21 C 22 C 23 C 24 C 25 C 26 C 31 C 32 C 33 C 34 C 35 C 36 C 41 C 42 C 43 C 44 C 45 C 46 C 51 C 52 C 53 C 54 C 55 C 56 C 61 1 C 62 2 C 63 3 C 64 4 C 65 5 C 66 6 (2.15) Os materiais compósitos de reforço fibroso contínuo, quando considerados nas suas direções principais de reforço, são tratados pela macromecânica como sendo materiais de características ortotrópicas. Neste caso, o relativo grau de simetria oferecido pelas direções principais do compósito oferece uma simplificação das equações tensoriais, em relação aos materiais anisotrópicos, de tal forma que a equação (2.15) se simplifica para a equação (2.16) quando se considera uma lamina: 1 C11 C 2 12 3 C13 4 0 5 0 6 0 C 21 C 22 C 23 0 0 0 C 31 C 32 C 33 0 0 0 0 0 0 C 44 0 0 0 0 0 0 C 55 0 0 1 0 2 0 3 0 4 0 5 C 66 6 (2.16) 39 A equação (2.16) é de aplicação geral, ou seja, para um sólido tridimensional em um estado genérico de tensões. Porém, algumas simplificações são normalmente tomadas na macromecânica, a fim de simplificar os problemas envolvidos. Uma delas é considerar que a lâmina, por possuir uma espessura muito menor do que a sua largura, encontra-se no estado plano de tensões. Esta aproximação simplifica a equação (2.6) para a seguinte forma [7]: 1 Q11 Q 2 12 6 0 Q12 Q22 0 0 1 0 2 Q66 6 (2.17) ou i = Qijj (i, j = 1,2,6), com Q13, Q31, Q23 e Q32 = 0 (2.18) Os termos Qij são calculados a partir das constantes elásticas de engenharia do material compósito em questão. Estas constantes elásticas, por sua vez, podem ser calculadas através da micromecânica, como exemplificado pelas equações (2.2) e (2.3), ou obtidos a partir de ensaios mecânicos específicos [39, 40]. As equações (2.17) e (2.18) possuem as suas equivalentes para deformação dadas por [7]: 1 S11 S 2 12 6 0 S12 S 22 0 0 1 0 2 S 66 6 (2.18) ou i = Sijj (i, j = 1,2,...,6), com S13, S31, S23 e S32 = 0 (2.19) Da mesma forma, como os termos de rigidez Qij são calculados através das constantes elásticas da lâmina, os termos de compliance Sij também são calculados da mesma forma. O cálculo dos valores do tensor de rigidez (Qij) e compliance (Sij), através das constantes elásticas de engenharia do laminado, é apresentado na tabela 2.1. 40 Tabela 2.1 – Definição dos valores dos tensores de rigidez e compliance para uma lâmina de reforço unidirecional nas direções principais e no estado plano de tensões [9]. Rigidez (Qij) Compliance (Sij) O tensor de rigidez e compliance se relacionam da seguinte forma [41, 7]: Qij = Sij-1 (2.20) As equações (2.16) e (2.17) são aplicáveis somente quando se consideram as direções principais do laminado. Quando se considera as outras direções de solicitação mecânica que não as principais, o laminado se comporta como um material de características anisotrópicas, conforme ilustra a figura 2.5. Nestes casos, considera-se que um carregamento em uma direção que não seja uma das principais é um carregamento do tipo “off-axis” e a condição de comportamento mecânico como sendo de ortotropia especial [7]. Figura 2.5 – Diferentes graus de deformação de uma lâmina reforçada unidirecionalmente em relação a um material isotrópico (isotropic) quando esta é submetida a um carregamento de tração nas direções principais 1 e 2 (orthotropic) e numa direção x (off-axis lamina) [41]. 41 Para se tratar dos casos onde a direção de solicitação mecânica não coincide com as direções principais do laminado é utilizada uma transformação de coordenadas. Considerando a figura 2.5, de acordo com o ângulo entre a direção de solicitação mecânica e a direção principal do laminado têm-se que: x x 1 1 T ou T y y 2 2 xy 6 6 xy (2.21) x x 1 1 1 1 y T 2 ou y T 2 xy xy 6 6 (2.22) onde: cos 2 T sin 2 sin cos sin 2 cos 2 sin cos 2sin cos 2sin cos cos 2 sin 2 (2.23) Normalmente, para simplificar, faz-se a seguinte substituição: m = cos e n = sen. Observando as equações (2.21) a (2.23) percebe-se que ocorre um acoplamento dos modos de deformação cisalhante e longitudinal quando se tem a condição de ortotropia especial. Isto é, quando uma lâmina é tracionada numa dada direção x, diferente das suas direções principais, além de ocorrerem deformações nas direções paralela e perpendicular ao esforço de tração, também irá ocorre cisalhamento, conforme ilustra a figura 2.5. Este acoplamento de deformações e tensões é muito importante porque um compósito dimensionado para um certo carregamento mecânico pode fraturar-se por cisalhamento de maneira totalmente inesperada. Neste caso, deve-se tomar os cuidados necessários no dimensionamento da peça para se prever os acoplamentos de tensão e deformação. O tensor Tij de transformação de coordenadas pode ser combinado com as equações da lei de Hooke, de modo a se obter os valores dos termos de rigidez ( Qij ) para todas as direções 42 do laminado conforme mostrado pelas equação (2.24). Os termos de compliance ( S ij ) são obtidos da mesma forma. x Q11 y Q12 xy Q13 Q13 x Q23 y Q66 xy Q12 Q22 Q23 (2.24) Estes valores são calculados em função de m e n de acordo com o mostrado na tabela 2.2. Tabela 2.2 – Os termos de rigidez e compliance dados fora das direções principais de solicitação mecânica [41]. Rigidez ( ) Compliance ( ) Como os termos de rigidez e compliance estão correlacionados com as constantes elásticas de engenharia, pode-se obter os valores aparentes das constantes elásticas do laminado de acordo com a direção de solicitação mecânica. Os módulos de elasticidade, por exemplo, pode ser obtido para qualquer direção no plano do laminado pela equação abaixo: Ey E1 4 E1 E 2 2 m 4 1 n m n 2 12 G12 E2 (2.25) Dois gráficos mostrando a aplicação da equação (2.25) para dois laminados unidirecionais fabricados comercialmente são mostrados na figura 2.6. Nota-se, nesta figura, que o valor do módulo de elasticidade depende muito da direção de solicitação mecânica. Em termos de comportamento mecânico, pode-se esperar que as lâminas dos materiais compósitos apresentem uma grande resistência e rigidez em uma determinada direção, porém 43 baixas propriedades mecânicas nas outras direções. Como na maioria das aplicações de engenharia ocorrem solicitações mecânicas em mais de uma direção, empregam-se empilhamentos de laminas colocados em diferentes ângulos de orientação. Assim, conseguese compensar a natureza direcional das propriedades dos laminados unidirecionais. Uma outra maneira de se reduzir as baixas propriedades de um compósito, fora de suas direções principais de reforço, é pela utilização de reforços fibrosos na forma de tecidos. Figura 2.6 – Variação do módulo de elasticidade Ex versus para duas lâminas de compósito: T300/5208, matriz epóxi reforçada com fibras de carbono e SCS6/Ti-15-3, matriz metálica reforçada com fibras de carbeto de silício [41]. 2.1.3 – Teoria das placas laminadas A teoria das placas laminadas completa, juntamente com a micromecânica e a macromecânica, a análise mecânica dos materiais compósitos. Esta metodologia estuda o comportamento linear elástico de um compósito laminado, cujas camadas não são necessariamente constituídas de compósitos fibrosos. Neste caso, não importa a microestrutura das camadas, mas sim as suas propriedades macroscópicas que podem ser calculadas pela macromecânica ou determinadas por ensaios mecânicos. 44 Algumas hipóteses básicas são utilizadas nos cálculos da teoria das placas laminadas: placas de espessura muito menor do que a largura e o comprimento; deformações e deslocamentos pequenos em relação à espessura; as deformações transversais são desprezíveis; cada lâmina obedece à lei de Hooke; a placa tem uma espessura constante. O sistema de coordenadas empregado no estudo dos laminados é ilustrado na figura 2.7. Cada lâmina é considerada como um elemento de localização zi, onde i é a lâmina considerada. Esta lâmina é caracterizada por um tensor de rigidez em coordenadas arbitrárias ( ). e por uma espessura ti. (a) (b) Figura 2.7 – Sistema de coordenadas utilizado no estudo da teoria das placas laminadas [39]: (a) coordenadas de um laminado identificando cada lâmina e (b) determinação das deformações do laminado. A equação fundamental da teoria das placas laminadas é deduzida sobre o sistema mostrado na figura 2.7 e expressa as deformações totais, {}x, em qualquer posição z do laminado, em termos das deformações no plano médio, {o}x, e de suas curvaturas, {}x [39]: {}x = {o}x + z{}x (2.26) 45 onde: ox=-uo/x; oy=-vo/y; oxy=-uo/y; x = -2w/x2; y = -2w/y2; xy = -22w/xy no sistema de coordenadas da figura 2.7.b. O superíndice “o” refere-se ao plano médio. O tensor de deformações obtido pela equação (2.26) pode ser utilizado para se obter o tensor de tensões através da aplicação direta da lei de Hooke utilizando-se o tensor de rigidez genérico, segundo definido pela equação 2.4 e tabela 2.2 [39]: {}x = [ ]k{}x= [ ]k{o}x + [ ]k z{}x (2.27) Estas duas equações tensoriais para deformações (2.26) e tensões (2.27) são utilizadas para o estudo do problema genérico da aplicação de tensões e momentos externos sobre o laminado. O problema geral é ilustrado pela figura 2.8, os componentes Nx, Ny e Nxy são as resultantes das forças e os componentes Mx, My e Mxy são as resultantes dos momentos aplicados sobre o laminado. As hipóteses básicas da teoria das placas laminadas desconsideram componentes de tensão e momento exercidos através da espessura. (a) (b) Figura 2.8 – Resultantes de (a) forças e (b) momentos externos atuantes sobre um laminado que são equacionadas pela teoria das placas laminadas. 46 As equações (2.26) e (2.27) são integradas para cada lâmina e somadas para se obter o comportamento geral do laminado, em termos de tensões e deformações. A equação geral que relaciona as resultantes de força e momentos externos aplicados ao laminado tem a seguinte forma [7, 39, 9]: N A B 0 M B D (2.28) ou (2.29) onde Aij, Bij e Dij são as matrizes alongamento, acoplamento e flexão, respectivamente: N Aij Q k z k z k 1 (2.30) k 1 Bij 1 N Q k z k 2 z k 1 2 2 k 1 (2.31) Dij 1 N Q k z k 3 z k 13 3 k 1 (2.32) Pode-se notar pela equação (2.29) que os termos de deformação normais e cisalhantes estão acoplados por meio da matriz [B]. Se o laminado for simétrico em relação ao plano médio, o somatório da equação (2.31) terá como resultado zero e todos os termos da matriz [B] serão nulos [7]. Isto é, os laminados simétricos não apresentam acoplamento entre deformações normais e cisalhantes, ou seja, modos de deformações normais não levam à curvatura. A aplicação das equações (2.29), (2.27) e (2.26) revelam o estado de tensões e deformações ao longo do laminado na aplicação de tensões externas. Gráficos mostrando o 47 resultado da aplicação deste cálculo das tensões para um laminado utilizado em aplicações de engenharia é mostrado na figura 2.9 [39]. Nota-se que o nível de diferença entre as tensões induzidas em camadas vizinhas pela aplicação de um esforço externo ao laminado podem ser grandes. Este estado de distribuição de tensões é o principal responsável pela ocorrência das delaminações nos compósitos laminados, principalmente quando a diferença entre as propriedades mecânicas ou orientações das lâminas de reforço unidirecional são grandes. Figura 2.9 – Distribuição das tensões x, y e xy pela aplicação de um carregamento externo de tração Nx e flexão Mx sobre um laminado [0/45/90]s. Os valores das tensões estão normalizados pelos respectivos valores de resistência mecânica das lâminas unidirecionais constituídas de fibras de carbono T300 reforçando uma matriz epóxi 5208 [39]. 48 2.1.3 – Mecânica de danos A Mecânica de Danos é uma técnica de análise cuja introdução é costumeiramente atribuída [42-43, 44] a Kachanov que em 1958 [45] introduziu os conceitos básicos da mecânica de danos para a descrição do fenômeno de fluência nos metais. Trata-se, portanto, de um ramo da mecânica relativamente novo. Lemaitre [44] introduziu os elementos básicos da Mecânica de danos, assim como descreveu a utilização desta metodologia para materiais metálicos. A descrição dos elementos básicos da Mecânica de danos apresentados por este autor foram: a) Elemento de volume representativo: um elemento de volume de um material que seja grande o suficiente para conter um número representativo de danos de um material ao mesmo tempo em que seja pequeno o suficiente para ser considerado um ponto pela mecânica do contínuo. A área média total das seções retas perpendiculares a uma dada direção n é definida como sendo S. ~ b) Área de resistência efetiva ( S ): é a área que efetivamente dá a resistência do elemento de volume numa dada direção n . Esta área é a área S na respectiva direção, diminuída da área SD, que é ocupada pelas microtrincas e microcavidades, presentes e/ou geradas na estrutura interna do material corrigidas pelas respectivas concentrações de tensão presentes. c) Variável de dano (Dn): um parâmetro adimensional que quantifica a presença de danos na estrutura interna do material numa dada direção n . Este parâmetro é definido pela equação: Dn S S~ S (2.33) d) Tensão efetiva ( ~ ): é o vetor de tensão que oferece o valor da densidade de forças ~ aplicadas sobre a área de resistência efetiva S . Este vetor é definido pela relação entre a tensão externa aplicada ao elemento de volume e o complemento da variável de dano relativa à direção considerada: ~ 1 Dn (2.34) 49 Na medida em que mais danos estão presentes (D 1), maiores são os valores da tensão suportada pela área de resistência efetiva e maior a probabilidade de ruptura. e) Variável de dano crítica (Dc): é o valor máximo alcançado por uma variável de dano em uma dada direção de tal maneira que ocorra a ruptura do material devido ao grande aumento na tensão efetiva aplicada segundo dado pela equação (2.34). Segundo a definição do elemento de volume representativo, é condição necessária para a aplicação da Mecânica de danos que exista uma boa dispersão dos danos em tamanhos relativamente pequenos ao longo da estrutura do material analisado. Nos materiais metálicos a condição de degradação mais comum encontrada na aplicação de engenharia destes materiais é a fadiga e normalmente só é observado o crescimento de um único defeito ou trinca nesta solicitação [46, 47]. Esta condição de dano impede que seja tomado um volume representativo de todo o material de acordo com o definido no item a. Desta forma, na análise de estruturas metálicas, a Mecânica de danos normalmente está vinculada com a fase de iniciação de danos em fadiga ou então aplicada a outros processos de degradação, como por exemplo, a fluência, onde os danos estão mais adequadamente distribuídos [48, 45, 44, 49]. Desta forma, um cenário geral de aplicação das diferentes metodologias de cálculo mecânico para a análise de uma estrutura, ao longo de sua vida útil, foi sugerido por Lemaitre e está apresentado na figura 2.10. Figura 2.10 – Esquema das etapas de caracterização da integridade estrutural de uma estrutura ou componente estrutural [44]. 50 Os materiais compósitos por apresentarem uma estrutura não homogênea e muitas vezes não isotrópica, normalmente apresentam uma geração de danos mais difundida em sua estrutura do que no caso nos metais [50]. Este tipo de condição facilita a aplicação dos conceitos da Mecânica de danos por todo o volume de estruturas em material compósito. As variáveis de dano (Dn) são os parâmetros básicos para a aplicação da Mecânica de danos. A determinação destas variáveis permite a descrição do estado atual de danos de uma estrutura. Lemaitre e Dufailly fazem uma apresentação dos métodos de cálculo destas variáveis de dano [42]. Os métodos descritos por estes autores estão listados na tabela 2.3. Tabela 2.3 – Métodos para a determinação do estado de dano de um material conforme apresentado por Lemaitre e Dfailly [41]. Indiretos Diretos Destrutivos Não destrutivos observação de micrografias; variações no módulo de elasticidade; variações na microdureza; variações na densidade. propagação de ondas ultrasônicas *; variações na resistividade; variação na resposta plástica cíclica; emissão acústica; difusão de raios-X. taxa de fluência terciária. * - classificado como método destrutivo porque pode haver necessidade de corte do material para adaptá-lo geometricamente à medição. Obviamente cada um dos métodos apresentados na tabela 2.3 apresenta as suas limitações de aplicabilidade. A maioria destes foram desenvolvidos para serem empregados com materiais metálicos [42]. A medição dos valores do módulo de elasticidade apresentado por um material têm se tornado como uma das técnicas mais adequadas para se medir o grau de danificação neste componente [42]. Para o caso de materiais compósitos de matriz polimérica, deve-se realizar as medições do módulo de elasticidade utilizando-se as mesmas taxas de deformação para se evitar efeitos de viscosidade. 51 Pode-se provar que a variável de dano Dn, numa certa direção n de um material, está correlacionada o módulo de elasticidade apresentado sem a presença de danos (En) e com a ~ ). Esta correlação é dada pela equação (2.35): presença de danos ( E n ~ E D 1 E (2.35) A vantagem de se definir a variável de dano, por meio do módulo de elasticidade, é que esta pode ser relacionada, através da lei de Hooke, aos valores de deformação apresentados por materiais elásticos [51]. Estes valores podem ser facilmente medidos em função de uma tensão aplicada e, assim, se caracterizar o estado de danos geral do material pela sua resposta mecânica macroscópica. Desta forma, pode-se utilizar a Mecânica de danos nas análises de tensões já existentes. Chow e Wang [51] apresentam, por exemplo, um formalismo tensorial para a análise do crescimento dos danos em materiais de comportamento tipicamente elástico. Para isso, foi introduzido um tensor “efeito de danos”, M(D), como elemento de caracterização do estado de danos geral do material. Os autores demonstram que mesmo para materiais isotrópicos, pode haver geração de danos de caráter anisotrópico [51, 52]. Luo, Mou e Han [43] fizeram uma análise de danos, semelhante à feita por Chow e Wang, porém utilizando uma diferente definição de variável de dano, adequada para maiores quantidades de dano isotrópico. Esta nova análise considera que o módulo de elasticidade não varia linearmente com a redução da área de resistência efetiva do material. Os autores concluíram que a análise introduzida foi mais adequada para a presença de maior quantidade de danos do que a análise de Chow e Wang, sendo que as duas oferecem o mesmo resultado para pequenas quantidades de dano no material analisado. A influência do tipo e a da distribuição dos danos sobre os parâmetros da Mecânica de danos também têm sido estudados. Tang [53] utilizou poliestireno de alto impacto (High Impact Poliestirene - HIPS) como material de modelamento da distribuição de danos porque este material apresenta uma geração de danos por espalhamento de microtrincas (“crazing”), que é a condição ideal para a aplicação dos métodos da Mecânica de danos. Em uma nova publicação Tang e Lee [54] concluem que a Mecânica de danos pode modelar com sucesso as 52 propriedades elásticas do HIPS, e que somente uma variável de danos era necessária para a descrição do estado de danos neste material. Nickel [55] concluiu que defeitos sem uma orientação específica não produzem significantes mudanças na razão de Poisson do material. Estas alterações podem ser significantes na presença de trincas com direções preferenciais. Por outro lado, a presença de trincas não têm significante influência sobre o módulo de elasticidade global do material. Como no caso do poliestireno de alto impacto utilizado por Tang e Lee, a matriz dos compósitos de reforço fibroso tende a ter geradas inúmeras trincas, quando este é suficientemente solicitado. Isto ocorre, devido às tensões cisalhantes e interlaminares que ocorrem na estrutura dos compósitos de reforço fibroso, de acordo com o descrito pelas equações da micromecânica, macromecânica e teoria das placas laminadas. A presença de danos na matriz de compósitos de reforço fibroso também foi estudada por Kwon e Berner [56]. Estes autores apresentam uma análise da evolução do processo de geração de danos nas matrizes de compósitos fibrosos via Mecânica de danos. Foi feita uma quantização do efeito da geração de danos pela utilização de um modelo micromecânico. Através deste modelo, foram obtidas razoáveis predições da perda de rigidez com o carregamento de um material compósito previamente testado. Uma publicação recente sobre a aplicação da Mecânica de danos para os materiais compósitos foi editada por Talreja [57]. Este livro aborda os vários aspectos da geração de danos em materiais compósitos, oferecendo uma visão ampla do que é feito atualmente neste campo. 2.2 – Eventos de Impacto Existem várias definições para carregamentos de impacto. Ensaios de tração convencionais, por exemplo, podem ser considerados como sendo de impacto caso a taxa de carregamento seja suficientemente alta, da ordem de 1000 mm/mms [58, 59]. A incidência de um objeto sobre uma superfície fixa, tal como exemplificado pela figura 2.11, será o tipo de impacto a ser considerado neste estudo. Haverá uma interação entre os corpos, de tal forma que um corpo impactador tenha o seu deslocamento impedido ou ao 53 menos retardado pela transposição da superfície impactada. O impactador perde energia cinética que é absorvida parcialmente pelo corpo impactado através de sua superfície. O corpo impactado absorve uma percentagem p(%) de toda a energia perdida pelo impactador Figura 2.11 – Representação do impacto entre um corpo livre e uma placa fixa. De uma maneira geral, considera-se que a energia cinética inicial do impactador é a energia disponível para o impacto e que a superfície impactada está inicialmente estática e num nível de energia nulo [26, 25]. Tudo isto pode ser equacionado da seguinte forma: Antes do impacto: Energia inicial do impactador: Ei(1) = ½ m(1)vi(1)2 (2.36) Energia inicial do corpo impactado: Ei(2) = 0 (2.37) Depois do impacto: Energia final do impactador: Ef(1) = Ei(1) – EDiss(1) (2.38) Energia final do corpo impactado: Ef(2) = p(%) EDiss(1) (2.39) Os eventos de impacto são normalmente classificados como sendo de altas ou baixas energias, de acordo com o valor da energia cinética inicial do impactador. Este valor depende, da velocidade de impacto e da massa do impactador, conforme mostrado na equação (2.36). Na realidade a velocidade de impacto afeta em muito a resposta mecânica de um material sendo impactado [60], devido à sensibilidade dos compósitos à taxa de carregamento [58, 59]. Por isto, alguns autores preferem classificar os eventos de impacto, de acordo com a velocidade do impactador [25,26, 61]. Embora não haja uma definição exata dos valores paramétricos necessários para distinguir um evento de impacto a baixas energias de um outro a altas energias, os ensaios ou 54 modelamentos concebidos para os dois casos são realizados em condições tão bem distintas, que deixam bem claro qual o tipo de resposta à impacto pesquisada nos mesmos. Isto ocorre porque há uma distinção muito bem definida nos objetivos de se modelar impactos de baixas e de altas energias, objetivos estes que se refletem nas condições dos modelamento ou nos tipos de ensaios utilizados. Desta forma, os valores característicos de energia de impacto, massa e velocidade do impactador para cada tipo de evento de impacto apresentados neste item estão correlacionados com os respectivos parâmetros dos ensaios de simulação destes eventos de impacto. Estes ensaios são apresentados e discutidos no item 2.4. De uma maneira geral, em eventos de impacto de baixa energia é desejado conhecer a resposta mecânica do material e o grau de degradação do mesmo. Neste caso, parte-se do princípio de que a estrutura necessariamente sobreviverá ao impacto e o problema será determinar qual foi o grau de redução da sobrevida do material. Quando se trata de eventos de impacto a altas energias, o principal interesse está no comprometimento global da estrutura, ou seja, se a mesma conseguirá manter a sua responsabilidade estrutural após o impacto ou não. 2.2.1 - Impactos a baixas energias Um evento de impacto de baixa energia é caracterizado por baixos valores de energia de impacto e pela não inutilização da estrutura pela incidência do objeto impactante. Não existe um valor crítico limite de energia de impacto abaixo do qual o evento é dito de baixa energia, este valor irá variar em dependência do sistema em estudo. Alguns autores ainda classificam este tipo de evento de impacto como sendo de subperfuração (“subperforation”) [26, 61], ou seja, cuja velocidade do impactador, que é correspondente a uma certa energia cinética, não é suficiente para causar a penetração do mesmo. Os eventos de impacto a baixas energias são os de ocorrência mais comum nas estruturas de engenharia em geral. No caso dos materiais compósitos, estes tipos de impacto levam à geração de danos internos na estrutura que podem comprometer a sua integridade estrutural a longo tempo, principalmente quando são eventos muito repetitivos. Devido a isto, 55 a influência de eventos de impactos a baixas energias sobre a estrutura dos compósitos de matriz polimérica é largamente estudada [62,25, 26]. Jang, Kowbel e Jang [63], por exemplo, realizaram uma série de testes de impacto repetidamente sobre as mesmas amostras, a fim de obter a dependência das propriedades do material com a repetição dos impactos. Estes pesquisadores observaram que, mesmo para energias de impacto pequenas, a amostra impactada desenvolvia sempre uma região de danificação com a manutenção dos impactos. Esta é uma característica muito importante dos materiais compósitos fibrosos porque revela a relativa fragilidade destes materiais frente aos eventos de impacto, mesmo que tais impactos sejam relativamente brandos ou de baixas energias. A resposta mecânica dos compósitos, em eventos de impacto com baixa massa e alta velocidade de impactador, começaram a ser estudados mais recentemente [25]. Havia um maior incentivo aos estudos de eventos de impacto com impactadores mais pesados pela maior facilidade de se realizar os ensaios. Além disso, a apresentação e correlacionamento dos resultados experimentais com eventos de impacto com impactadores mais pesados são mais simples [64]. Estes tipos de eventos de impacto são de ocorrência muito comum, principalmente em aplicações aeronáuticas. São eventos de impacto que danificam a estrutura mais pelo caráter repetitivo dos mesmos do que pela sua própria ocorrência isoladamente. Algumas vezes é empregado o termo “fadiga por impacto” para designar a degradação das propriedades mecânicas por este tipo de carregamento [65, 66, 63]. Neste caso, os trabalhos experimentais são orientados para se determinar o tipo de variação que é obtida nas propriedades mecânicas, na medida em que mais impactos são realizados sobre o material. Dentre os eventos de impacto característicos desta classe podem ser citados: a incidência de granizo na fuselagem, principalmente nos bordo de ataque das aeronaves; o choque de pequenos pedriscos sobre os “flaps” das aeronaves durante o procedimento de aterrissagem. Em termos de energia, estes impactos implicam num aporte de até 20J nas estruturas impactadas, entretanto este valor pode variar muito de acordo com o grau de danificação que 56 se pode impor, com as condições de impacto e com a geometria do impactador e da estrutura em uso. As velocidades de impacto dependem muito da massa do impactador utilizado. De uma maneira geral, as velocidades de impacto que recaem na condição de impacto de baixa energia se situam até 20 m/s e a massa dos impactadores até 100 g, embora possa haver variações destes valores. Os eventos de impacto com corpos de alta massa e baixa velocidade foram os primeiros eventos de impacto estudados e relatados em trabalhos científicos [64, 67]. Não são de ocorrência tão comum quanto os impactos com corpos de baixa massa, restringindo-se a certos casos especiais. A grande diferença entre estes eventos de impacto dos anteriormente descritos é que, neste caso, o dano gerado em um único impacto é bastante substancial, não necessitando do caráter repetitivo para provocar uma perceptível e, às vezes, séria redução de integridade estrutural. Exemplos deste tipo de impacto são: a queda de ferramentas de manutenção sobre estruturas de materiais compósitos; os esbarrões dos cascos de embarcações em “fiberglass” contra recifes, rochedos e no cais de atracação; batida de estruturas contra obstáculos. Apesar destes eventos de impacto ocorrem com menor freqüência que os eventos de impacto de baixas energias com impactadores mais leves, os impactos com impactadores mais pesados podem provocar danos muito mais sérios na estrutura, em um único impacto, do que os anteriores. Também são eventos de impacto de maior ocorrência do que os eventos de impacto de altas energias [26]. A grande ocorrência destes eventos e a relativa severidade dos danos gerados acabam incentivando a pesquisa com este tipo de carregamento de impacto. Além disso, os arranjos experimentais para o estudo deste tipo de evento são normalmente mais simples e acessíveis do que nos outros casos [25]. É por estas razões que os ensaios de queda de peso são um dos mais antigos métodos de estudo e os que têm sido mais empregados para se estudar o comportamento em impacto de materiais. Estes ensaios simulam o impacto de um corpo de alta massa e baixa velocidade. Os modelamentos matemáticos para a análise de eventos de impacto normalmente também objetivam simular impactos com impactadores relativamente grandes. 57 Não há uma definição precisa da faixa de valores da energia, velocidade e massa do impactador para este caso. As energias são da mesma ordem que a citada anteriormente para eventos de impacto com impactadores de baixa massa (até 20J), embora as energias de impacto que são simuladas possam ser maiores neste caso. A velocidade para este tipo de evento de impacto não varia tanto quanto no caso anterior. As velocidades de impacto neste caso normalmente não ultrapassam 10m/s, enquanto que a massa dos impactadores podem variar desde 100g a até alguns quilos dependendo do tipo de impacto analisado ou do teste de simulação realizado, conforme será visto no item 2.4. 2.2.2 - Impactos a altas energias Um evento de impacto de alta energia é caracterizado pelo envolvimento de grandes quantidades de energia de impacto. Normalmente há a geração de algum tipo de dano físico permanente em um ou em ambos os corpos envolvidos no impacto. De uma maneira geral pode-se dizer que um evento de impacto de alta energia envolve quantidades de energia iguais ou maiores do que 1000 Joules [26, 25, 62]. No caso dos eventos de impacto de altas energias, ocorre uma degradação muito séria da estrutura que sofreu o impacto. A geração dos danos chega a tal ponto que, na maior parte dos casos, o principal interesse de projeto está na garantia que as demais estruturas conectadas permaneçam atuando. Assim sendo, os estudos são orientados de tal forma a buscar estruturas que absorvam a energia proveniente do impactador, rompendo apenas partes secundárias e preferencialmente sem responsabilidade estrutural. Eventos de impactos de baixas energias ocorrem constantemente, por exemplo, a fuselagem de uma aeronave sempre será atingida por granizo durante uma tempestade. Também é muito comum a queda de ferramentas de manutenção sobre uma estrutura em compósito. Porém, o mesmo não se aplica para eventos de impacto de altas energias. Estes eventos geralmente ocorrem acidentalmente, de maneira imprevisível e são eventos de impacto muito mais sérios do que de os de baixa energia. A necessidade de segurança em algumas estruturas em compósitos de matriz polimérica, principalmente as aeronáuticas, requer testes de caracterização em condições de 58 impacto de alta energia. Neste caso, os ensaios são realizados costumeiramente com protótipos completos das estruturas reais [601]. As condições dos eventos de impacto e dos respectivos ensaios de simulação e caracterização mecânica são por si só muito críticas. A realização de alguns tipos de estudos é limitada a poucos centros de pesquisas, principalmente ligados à área militar ou aeronáutica. Entretanto muitas pesquisas têm sido feitas rotineiramente, quando se trata de estudar eventos de impactos de alta energia com impactadores de baixa massa [69, 61, 70]. Dentre os eventos de impacto de altas energias, os impactos com corpos de baixa massa e altíssima velocidade são os mais comuns em aplicações de engenharia. Neste caso, há uma maior limitação dos danos gerados neste tipo de impacto à região impactada, devido ao pequeno tamanho do impactador e de sua alta velocidade. Isto ocorre porque o impactador penetra rapidamente numa pequena região da estrutura num intervalo de tempo relativamente curto, não permitindo que certos modos de deformação e conseqüentemente de dano se propaguem pela estrutura durante o impacto [26]. Pelas características próprias deste tipo de evento de impacto, o mesmo recebe normalmente a definição de impacto balístico, embora possam ocorrer em outras situações que não em aplicações militares: o choque de um projétil de um armamento atingindo uma blindagem; os estilhaços provenientes de alguma explosão ou acidente nas proximidades da estrutura impactada; incidência de pequenas partículas sobre as estruturas de veículos espaciais e satélites artificiais tais como pequenos meteoros e restos de outras estruturas espaciais; Os estudos sobre eventos de impacto de altas energias com impactadores de baixa massa têm o seu desenvolvimento feito, basicamente, em dois tipos de ensaios. No primeiro tipo, ensaios de impacto simples e sem maiores instrumentações, muitas vezes utilizando armas de fogo, simulam o evento a ser estudado. Estes ensaios têm sido utilizados fazendo-se a caracterização dos danos gerados no impacto pela comparação com uma amostra livre de danos [22]. 59 No segundo tipo de ensaios de simulação de impacto, os impactadores são impulsionados por canhões pneumáticos semelhantes ou iguais àqueles utilizados nas pesquisas de impactos com impactadores de baixas massas. A principal diferença é que a forma do impactador pode ser alterada de uma maneira mais livre e a instrumentação do ensaio deve ser dimensionada para taxas de impacto maiores [71, 72, 73]. Como exemplo de uma pesquisa nesta área pode-se citar o trabalho de Avery e colaboradores [22], que estudou o comportamento sob impacto de painéis de aeronaves produzidos com placas de fibra de carbono em resina epóxi. Foi utilizado um ambiente de testes de impactos balísticos próprio e impactadores cúbicos de 1 polegada de aresta e balas de armas de fogo. As velocidades utilizadas foram da ordem de 300 m/s. Os pesquisadores chegaram à conclusão que pela variação da orientação das fibras e hibridização com outros tipos de fibras, a resposta e tolerância à geração de danos por impactos balísticos poderia ser bem razoável, tornando viável a confecção de estruturas com uma boa sobrevivência em combate. Logicamente, este tipo de estudo destina-se claramente ao setor militar. A principal característica deste evento de impacto é basicamente a alta velocidade dos objetos impactadores. As velocidades situam-se acima de 100 m/s e a massa dos impactadores normalmente situa-se em torno de 10g, mas pode variar a até 100g. Com isto a energia de impacto pode variar bastante de 50 J a alguns milhares de Joules de energia de impacto. Os impactos com corpos de alta massa e alta velocidade são os eventos de menor ocorrência em relação aos demais. Neste caso o principal evento deste tipo em estruturas de material compósito e o que mais preocupa os projetistas é o do impacto de aves sobre aeronaves em pleno vôo. Eventos de impacto como estes podem ter conseqüências fatais se a estrutura não for especificada para resistir a este tipo de solicitação. Apesar das dificuldades técnicas e não técnicas, muitos ensaios simulando o impacto de aves sobre estruturas de materiais compósitos foram realizados e resultados importantes foram obtidos. Com base nestes resultados os projetistas puderam conceber estruturas seguras o suficiente para evitar grandes acidentes com aviões em vôo durante colisões com aves. Atualmente, todas as estruturas aeronáuticas são seguras com relação a estes eventos de impacto, salvaguardando o caso em que as aves penetram dentro das turbinas das aeronaves o que pode resultar em acidentes bastante sérios. 60 2.3 – Modelamentos matemáticos -mecânicos aplicados a impactos Foi descrita uma razoável quantidade de eventos de impactos sobre estruturas de materiais compósitos no item anterior. Aproximações matemáticas, baseadas em modelos mecânicos, podem ser utilizadas para a melhor compreensão da resposta mecânica em impacto dos materiais compósitos. Estes modelos têm sido desenvolvidos desde o início das pesquisas sobre impactos em materiais. Um dos maiores trabalhos sobre o assunto é de autoria de Werner Goldsmith [74]. Goldsmith reuniu em uma só publicação todos os conceitos desenvolvidos sobre a mecânica envolvida nos eventos de impactos até a década de 1960. Este trabalho apresenta os mesmos modelos que equacionam o fenômeno do impacto, utilizados como ponto de partida em praticamente todos os estudos de equacionamento matemático e computacional de impactos em materiais compósitos. Chamis [62] faz uma revisão sobre os problemas de impacto relacionados com a utilização dos materiais compósitos. Em sua revisão são apresentados alguns modelamentos quase-estáticos e alguns tipos de análises que podem ser feitas com os mesmos. A maior limitação dos modelamentos matemáticos-mecânicos é a incapacidade de predizer a correta distribuição dos danos gerados em laminados impactados. Isto é devido às considerações tomadas inicialmente nos modelamentos que incluem a homogeneidade do material, a continuidade da resposta mecânica elástica e a não existência de outros processos de absorção de energia, como por exemplo a geração de danos. Em todo o caso, a partir do momento em que tais modelos predizem as deformações e tensões geradas no laminado, estes dados podem ser utilizados, conjuntamente com um critério adequado de falha, para se determinar o início da geração de uma certa quantidade de danos mínima. A figura 2.12 apresenta o problema de impacto como sendo uma superposição de um problema de indentação e um problema de vibração. A indentação é considerada um problema tipicamente estático [75], apesar de que as taxas de deformação sobre compósito possam influenciar consideravelmente na sua resposta mecânica [26]. Por outro lado, o problema de vibração é estudado como sendo um problema de características dinâmicas [76, 77]. 61 Em cada um dos modelamentos aqui discutidos, são impostas algumas hipóteses simplificadoras. Em geral, quanto mais simples for o modelo, maiores simplificações são necessárias para a aplicação do mesmo. Figura 2.12 - Representação do problema de impacto como uma superposição de uma indentação e deformação vibracional [78]. O problema de impacto, mostrado na figura 2.12, também pode ser modelado estaticamente e dinamicamente. Os tipos de modelos que podem ser aplicados, assim como as informações que os mesmos oferecem, serão vistos a seguir. 2.3.1 – Modelamentos quase-estáticos Branco [79] apresenta uma aproximação bastante simples para o fenômeno de impacto. Este autor considerou uma viga simplesmente apoiada submetida a uma carga de impacto e simulada pela queda de um corpo de massa m em seu centro. A queda deste corpo provoca uma deformação w com flecha máxima na seção central. Admitindo-se uma série de hipóteses simplificadoras e considerando que a deformação da viga seja semelhante àquela para a deformação elástica, a equação da flecha máxima é a seguinte [79]: wmáx Fl 3 48EI yy (2.40) 62 Onde F é a carga estática que produz a mesma flecha que a carga dinâmica, E é o módulo de elasticidade e Iyy o momento de inércia da viga, dependente de sua geometria. Fazendo uma maior análise do problema representado, obtêm-se o valor da força de impacto como sendo [79]: 48EI yy est F l 3 g 1 2 v (2.41) Na equação (2.41) nota-se que a força de impacto aumenta linearmente com a velocidade de impacto, que por sua vez vale v=(2gh)½ . Desta forma, pode-se concluir, por este modelo simples, que a força de impacto varia com a raiz quadrada da altura de queda de um corpo sobre uma viga. Obviamente, durante a dedução da equação 2.41, várias simplificações foram feitas de tal forma que o valor calculado, por meio desta equação, dá um limite superior para a força de impacto obtida em condições reais de impacto. Obviamente, o tipo de geometria que é de interesse para o estudo de eventos de impacto em materiais compósitos, nem sempre corresponde à geometria de uma viga em balanço. Normalmente, placas retangulares, às vezes quadradas ou circulares, são estudadas em impacto [25, 26]. O tipo de fixação de uma placa em seus contornos pode gerar reações mecânicas que modificam o campo de tensões, atuando sobre toda a placa [38, 37]. Basicamente, existem dois tipos de condições de contorno: simplesmente apoiada (“simply supported edge”) e engastada (“clamped” ou “built-in edge”). Cada um dos dois tipos de fixação são esquematizados pela figura 2.13, onde também são mostradas as respectivas condições de contorno através dos valores locais de flexão (W) e momento (Mx). A capacidade de deformação de uma placa, fixada pelas laterais e carregada na sua região central, irá depender diretamente do tipo de condição de contorno empregada. Isto pode ser facilmente visto através da tabela 2.4, onde são colocadas as respectivas equações de deformação por flexão máxima com aplicação de carga na parte central das placas, em função da condição de contorno presente na placa. Uma placa engastada apresenta uma deformação central quase 10 vezes menor do que a deformação apresentada por uma placa simplesmente apoiada. 63 W=0 2w 2w M x D 2 2 0 y x w 0 x W=0 (a) (b) Figura 2.13 - Dois tipos básicos de condições de contorno para o apoio mecânico, para modelamentos mecânicos: (a) simplesmente apoiada e (b) engastada [38]. As placas que têm as bordas mais firmemente presas (engastadas) apresentam um maior número de componentes de tensão cisalhante, devido ao tipo de condição de contorno presente [38, 37]. Esta característica torna-se muito importante no estudo do comportamento em impacto dos materiais compósitos fibrosos, porque estes materiais possuem uma baixa resistência a solicitações mecânicas fora do eixo de reforço das fibras. Ademais, verifica-se que tipo de condição de contorno presente nos bordos de fixação de material impactado influencia o tipo de resposta mecânica obtida em impacto [26, 31]. Os dois modelamentos anteriores consideram apenas deformações globais. Não são feitas previsões sobre as possíveis deformações locais, advindas do contato com o corpo que executa o carregamento mecânico. No caso de eventos de impacto, ocorre uma absorção de energia pela deformação localizada no ponto de impacto, também chamada de indentação. Esta indentação ocorrerá em adição às deformações experimentadas globalmente pelos corpos envolvidos no impacto. Esta deformação localizada deve ser incorporada à análise do processo de impacto, porque a energia requerida para produzir a indentação pode consumir uma apreciável fração da energia inicial do evento de impacto [25, 26]. 64 Tabela 2.4 - Equações de deformação por flexão máxima em placas quadradas (de dimensões aa) nas condições simplesmente apoiada e engastada. As placas são carregadas pontualmente na sua superfície por uma força P [38]. Esquema do tipo de suporte Condição de contorno Equação para deformação máxima Simplesmente apoiada em todos os lados. wmáx = 0,01142 Pa 2 EI yy Engastada em todos os lados wmáx = 0,00128 Pa 2 EI yy A primeira tentativa para se criar uma teoria de impacto, que levaria em conta as indentações locais produzida pelo contato entre os corpos, foi primeiramente sugerida por Hertz, em 1881 [80]. Hertz considerou o problema do impacto entre dois corpos através de uma analogia com um problema equivalente em eletrostática. A equação obtida, cuja dedução pode ser consultada no livro de Goldsmith [74], é conhecida como lei de indentação de Hertz: F k 3 2 sendo : k Onde: qK 4 3 1 2 A B F é a força necessária para produzir a indentação; (2.42) 65 k é dado pela expressão mostrada e representa a rigidez associada com a deformação local no ponto de impacto; é o valor da indentação ou aprofundamento produzido entre os corpos; qk é uma constante, tabelada em função de A/B [74], que depende da geometria dos corpos em colisão; 1 e 2 são constantes que dependem dos módulos de elasticidade dos corpos em colisão, conforme a equação (3.9); A e B são os valores dos principais raios de curvatura dos corpos em colisão exemplificados na tabela 2.5. Nota-se, pela equação 2.42 e pela tabela 2.5, que a alteração na geometria dos materiais em contato altera a força de indentação, observada pela alteração dos valores de A, B e qk. Esta equação foi deduzida admitindo-se que os corpos em questão se comportam como semi-espaços, ou seja, que possuem dimensões muito maiores do que a região de contato entre si [74]. Esta se constitui em uma das limitações na aplicabilidade da teoria de Hertz, para placas de materiais compósitos que são, geralmente, muito finas. Tabela 2.5 - Valores dos coeficientes A e B e da razão A/B utilizada na equação 2.42 para três casos de corpos elípticos em contato [74]. Tipo de contato Corpo 1: Esfera de raio R1 Corpo 2: Superfície plana Corpo 1: Esfera de raio R1 Corpo 2: Esfera de raio R2 Corpo 1: Esfera de raio R1 Corpo 2: Superfície curva cilíndrica de raio R2; R2>R1 A B A/B 1 2 R1 1 2 R1 1 1 1 1 2 R1 R2 1 1 1 2 R1 R2 1 1 1 2 R1 R2 1 2 R1 1 R 2 R1 R2 Porém, a aplicação da lei de Hertz é melhor justificada para os materiais compósitos, já que esta classe de materiais não apresenta deformação permanente, sob condições normais de utilização até o início da geração dos danos [6, 906]. Para o caso dos materiais compósitos de reforço fibroso, há um maior interesse no impacto de um objeto esférico sobre uma superfície plana de compósito [25, 26]. Neste caso, A/B=1, conforme tabela 2.5 e qk = 0,3180 = 1/. 66 A teoria de Hertz foi desenvolvida e apresentada para a utilização em eventos de impacto entre corpos isotrópicos. Alguns pesquisadores [81] determinaram que, para o contanto entre uma esfera isotrópica e um semi-espaço anisotrópico, a região de contato possui a forma elíptica conforme mostrado na figura 2.14. Neste caso, a relação entre a deformação local e a força aplicada é similar à equação (2.42), porém com o valor de k dependendo das constantes elásticas do corpo em questão de uma maneira mais complexa. Assim, na equação citada, o termo das constantes elásticas (1-2)/E deve ser trocado pela constante elástica transversal do compósito [62 e 67]. É citada por Chamis [62] a utilização da constante 1/C33 na substituição do termo das constantes elásticas C33 é um dos termos do matriz de elasticidade de uma placa de material compósito, conforme equação 2.16. Figura 2.14 – Geometria elíptica da indentação provocada por uma esfera de material isotrópico sobre um sólido (semi-espaço) anisotrópico [80]. A utilização da lei de indentação de Hertz depende da determinação da deformação local no ponto de contato entre os corpos durante todo o evento ou, ao menos, a determinação da indentação máxima. Esta determinação é muito complicada para sistemas em impacto que se comportam dinamicamente. Tan e Sun realizam medições deste tipo, porém para ensaios quase-estáticos [75]. Esta necessidade básica da teoria restringe a faixa de aplicabilidade da lei de Hertz. Para se evitar as dificuldades da aplicação da equação de Hertz, foram criadas relações que consideram a deformação residual permanente do material como parâmetro para cálculo da força de contato. Tais relações têm sido freqüentemente parametrizadas após os materiais de análise terem sido testados sob condições quase-estáticas. Os ensaios quase-estáticos 67 induzem uma deformação residual permanente no material, que pode ser correlacionado com a carga e o tipo de indentador utilizado para dar informações sobre a resistência dinâmica à indentação do correspondente material [62]. Uma das mais simples e populares equações deste tipo é conhecida como a lei indentação de Meyer [74, 62]. Esta lei foi concebida para a descrição da indentação de esferas metálicas duras sobre superfícies metálicas. Esta descrição se dá em termos da força aplicada F e pela indentação permanente (), segundo a equação: F = Nn (2.44) Onde N e n são constantes, com n normalmente igual a 1,5 para materiais compósitos. A equação 2.44 expressada através da indentação produzida torna-se: q r F Fm , m r m r (2.45) Onde o subscrito m refere-se ao estado de máxima aproximação e r é a profundidade da indentação residual permanente após a separação dos corpos. O valor do expoente q é igual à 3/2 se a restituição elástica comporta-se de acordo com a lei de indentação de Hertz. As duas equações expressam o processo de indentação em dois momentos diferentes. Uma equação (2.44) descreve o evento de impacto desde o início do contato até o ponto de máxima indentação (ou força). A outra equação (2.45), descreve o evento de impacto desde o momento de máxima indentação até quando o impactador deixa de exercer alguma força sobre o material. O interessante nesta teoria é que existem duas equações diferentes para descrever o processo de impacto. Este tipo de modelamento foi considerado, no trabalho de Tan e Sun [75], para se estudar teoricamente e experimentalmente a resposta mecânica de laminados de fibras de carbono em matriz epóxi sob impactos de baixas energias. Os autores encontraram boa correlação entre o modelo teórico e as medições experimentais. As leis de indentação apresentadas até agora estão relacionadas, a princípio, a materiais isotrópicos e homogêneos. Porém, os materiais compósitos fibrosos em matriz polimérica não são nem isotrópicos e nem homogêneos. Isto leva a algumas limitações à aplicação das citadas teorias de indentação para materiais compósitos. 68 A não isotropia leva a uma diferente distribuição de tensões sobre a superfície impactada do compósito, que gera uma indentação elíptica com os eixos principais orientados nas direções principais do material. Observações experimentais [81] confirmam que a área de contato elíptica possui apenas um pequeno desvio em relação ao formato circular, apresentado pelos materiais isotrópicos. Uma lei de contato obtida especialmente para os materiais compósitos foi publicada por Christoforou [82]. Esta lei foi obtida pela interpretação, via equacionamento diferencial, da situação em que uma esfera rígida é pressionada sobre um laminado compósito fino e transversalmente isotrópico, onde é considerada geração de danos. Christoforou, utiliza as leis de indentação que deduziu em outro artigo [83]. O autor conclui que, com baixas taxas de carregamento, ou seja, com pequenas velocidades de impacto, as leis de indentação deduzidas [82] podem ser usadas para se obter a resposta mecânica da placa impactada. Uma curva, força de contato versus indentação típica resultante da aplicação destas leis, é mostrada na figura 2.15. Figura 2.15 - Gráfico típico da força de indentação versus profundidade de indentação, de acordo com o comportamento elástico e não conservativo (gerando danos) de uma placa de material compósito de acordo com o apresentado em [83]. 69 Nota-se que esta curva tem um formato quadrático, devido à própria relação polinomial entre a força e a profundidade de indentação, contida na equação de Hertz ou na equação deduzida por Christoforou. Existem desdobramentos dos modelamentos anteriores que permitem estimar outros parâmetros tais como a máxima pressão superficial, a distribuição de pressão sobre o impactador e o tempo de contato do impactador com a superfície impactada [64, 62]. Greszczuk e Chao [64], por exemplo, usaram um modelamento cujo esquema é mostrado na figura 2.16. Greszczuk e Chao consideraram que na colisão entre um alvo e um impactador é gerada uma distribuição de tensões no volume do material. Quando estas tensões atingem um certo valor de intensidade, ocorre a ruptura localizada ou danos. O modelamento envolve como parâmetros: pressão superficial máxima (q0); eixo maior (a) e menor (b) da área de contato, que é elíptica conforme já citado [81]; máxima deformação sobre impacto (1) e duração do impacto (t0). A principal equação é: 2 1 1 1 3 2 3 N 15 5 q 4 2 3 mnk1 k 2 C R 3 (2.46) Onde as variáveis, N, , m, n, k1, k2, CR, são fornecidas cada qual por uma equação que depende, por sua vez, dos raios de curvatura do impactador e do alvo, da velocidade de impacto, da massa, da relação de Poisson, da rigidez do impactador e do alvo [64]. Figura 2.16 - Essência do modelamento apresentado por Greszczuk e Chao com base em equacionamentos da lei de indentação [64]. 70 Um dos resultados obtidos foi a dependência entre a velocidade de impacto e a força de impacto envolvida, durante a colisão de um impactador de ponta esférica sobre uma placa de material compósito. O gráfico da figura 2.17 mostra como o modelo prevê qual será a força de impacto, na medida em que se aumenta a velocidade de impacto. Esta dependência é calculada para quatro situações ou espessuras de placas: 0,0065 pol. (0,1651 mm); 0,125 pol. (3,175 mm); 0,250 pol. (6,35 mm) de espessura e semi-espaço, tal como definida na dedução de lei de Hertz, equação (3.19). Observa-se que o modelo prevê, que a força de impacto será tanto maior quanto maior a espessura da placa, sendo impactada até um limite superior finito. Este limite é dado pela reta para material de espessura infinita (“semi-infinite target”). Greszczuk e Chao aplicaram o modelamento para predizer a distribuição de tensões sobre o impactador para fazer uma análise da geração de danos. Utilizando um programa de elementos finitos e um critério de falha, os pesquisadores tentaram prever a velocidade limiar para a geração de danos superficialmente visíveis e compararam estes resultados com experimentos [64], obtendo uma correlação satisfatória para o nível utilizado de observação dos danos. Figura 2.17 - Relação entre a velocidade de impacto com a força de impacto sobre uma placa ortotrópica flexível, como um resultado numérico-experimental do modelamento de Greszczuk [64]. 71 Nota-se que a variação da força de impacto se dá de maneira linear com a velocidade de impacto. Serão vistos outros modelos, mais realísticos, os quais apontam para uma variação não linear entre estes parâmetros [25, 76]. 2.3.2 – Modelamentos dinâmicos Uma limitação das teorias de impacto e indentação anteriores é que o fenômeno de impacto é tratado sob o ponto de vista quase-estático e não dinâmico. Os modelamentos dinâmicos, assim como a análise por equações diferenciais e por elementos finitos, pode não representar de maneira completa o real problema de impacto em materiais compósitos. Porém, as análises feitas por estes métodos, assim como pelos modelamentos quase-estáticos, também dão informações que podem ser utilizadas para a interpretação de eventos de impacto, assim como para o dimensionamento dos ensaios. Poe [25] publicou um modelamento simples, baseado em uma equação, também apresentada por Bibo e Hogg [26], na qual a energia de impacto, determinada pela energia cinética do impactador, seria associada à energia de vibração, à energia de indentação e à energia absorvida na geração de danos. Nota-se que o modelo proposto é semelhante ao representado pela figura 2.12 [78]. 5 E impacto 1 1 Fmá x2 2 Fmá x 3 mi v i 2 E Dano 2 2 k 5 n 2 3 R 13 0 i EDano = f ( Eimpacto ) (2.47) (2.48) sendo n0 = (4/3)E2 para Ei >> E2, e onde Fmáx é a força de impacto; mi é a massa do impactador; vi é a velocidade do impactador; Ri é o raio do impactador (esférico); Ei é o módulo de elasticidade (rigidez) do impactador; k é o módulo de flexão da placa para força de aplicada quase-estaticamente e E2 é o módulo de elasticidade da placa na direção da espessura. Nesta equação (2.47), o primeiro termo, do segundo membro, está correlacionado com a energia dissipada pela placa através de vibrações, o segundo com a energia absorvida na deformação de indentação e o terceiro termo com a energia absorvida para produzir dano. Este 72 modelo admite a ocorrência de danificação em impacto, que será tanto maior quanto maior for a energia de impacto, segundo sugerida pela equação (2.48). Para placas finas, o termo de indentação de Hertz pode ser negligenciado e, assim, a força de impacto crescerá na proporção da raiz quadrada da energia de impacto, como já predito pelo modelo simples da equação (2.41). Poe obteve, experimentalmente, correlações entre a energia cinética do impactador com a força de impacto em dois tipos de compósito de matriz epóxi com fibra de carbono (IM7/8551-7 e AS4/3501-6). O resultado, fornecido pelo gráfico da figura 2.18, mostra como se deu a variação da força com a energia cinética de impacto, com e sem a presença de dano. A linha cheia representa a dependência entre a força e a energia cinética de impacto quando não há geração de dano no material. As linhas tracejadas ilustram a mesma dependência com geração de danos. Na medida em que a energia de impacto aumenta, o desvio do comportamento ditado apenas pelos termos de vibração e indentação vai aumentando. Isto indica o aumento da importância do termo de energia de dano, ou seja, uma geração de danos cada vez maior. Existe uma tendência das curvas experimentais de se estabilizarem num certo patamar de força de impacto, que é aquela necessária para causar a perfuração no material testado. 73 Figura 2.18 - Força de impacto versus energia cinética do impactador para um único impacto em laminados [45/0/-45/90]6S de fibra de carbono, em resina epóxi IM7/85517 e AS4/3501-6, impactados por um impactador de 12,7mm de diâmetro [25]. Lammerant e Verpoest [83] utilizaram um modelo de elementos finitos para descrever o crescimento de delaminações em placas laminadas testadas em impacto. Neste caso, os pesquisadores utilizaram o programa ANSYS com um modelo bidimensional do problema na direção do comprimento e da espessura da placa analisada. Por meio de considerações de energia crítica de propagação da mecânica de fraturas, os autores modelaram o campo de deformações e tensões presentes nas camadas do laminado, a fim de prever o ponto de iniciação de trincas. Pelo modelamento, conseguiu-se prever que as trincas na matriz deviam obedecer a uma certa distribuição geometricamente homogênea e simétrica, que é afetada, na prática, pela presença maior ou menor presença de defeitos na matriz do compósito. Sun e Chattopadhyay [84] publicaram os resultados de um modelamento matemático para o impacto de laminados submetidos a tensões de tração. Foi utilizada a teoria de indentação de Hertz, conjuntamente com as equações de deformação vibratória de uma placa. Como resultado, este modelo previa a dependência da força exercida pelo impactador sobre uma placa simplesmente apoiada, durante um impacto. Shivakumar et al. publicaram dois modelamentos sobre a resposta dinâmica em impactos de laminados circulares [76]. Um dos modelos utilizados por estes pesquisadores era baseado em balanços de energia. Este modelo previa os valores de força de impacto em função da velocidade de impacto. Comparações entre os valores obtidos com este modelo e com os resultados obtidos com o modelo de Greszczuk foram realizadas. Observou-se que o modelo de Greszczuk não oferece boas correlações para velocidades maiores de impacto. O outro modelamento feito por Shivakumar et al. utilizam o princípio do sistema massa-mola para descrever as interações entre o impactador e a placa laminada. Neste caso, o modelo consegue prever oscilações de caráter elástico na amostra e comparações com resultados experimentais demonstram uma boa correlação deste modelo com o sistema testado. As oscilações previstas se assemelham às observadas por Ambur et al. [77]. Também têm sido utilizados modelamentos baseados em elementos finitos, de acordo com os conceitos de micro e macromecânica dos materiais compósitos, como por exemplo, no trabalho publicado por Wu e Springer [69]. O estudo apresentado por estes pesquisadores 74 analisa a geração de delaminações em compósitos, testados em impacto, através da aplicação de equações da macromecânica em um modelo de elementos finitos. A predição da localização e tamanho das delaminações foi comparada com observações experimentais, e foram obtidos desvios de até 20% entre o previsto e o observado. Deve-se ressaltar que as técnicas de observação utilizadas oferecem uma margem de erros relativamente grande. 2.3.3 – Dois modos de resposta dinâmica Dependendo dos parâmetros do evento de impacto, a resposta do material compósito à solicitação mecânica pode ser tanto de caráter local quanto global. Considerando o caso de uma placa sendo impactada, conforme ilustra a figura 2.12, existem dois modos distintos de geração de danos por impacto: um modo de altas velocidades de impacto e outro de baixas velocidades [26]. Estes tipos de modos de impacto são ilustrados pela figura 2.19. (a) (b) Figura 2.19 – Esquema mostrando as diferentes respostas mecânicas de um laminado submetido a impactos com velocidades (a) baixa e (b) alta [26]. No primeiro modo de impacto, a velocidade do impactador é suficientemente pequena, a ponto de haver uma propagação e reflexão de ondas de choque ao longo de toda a placa no impacto. Este modo de impacto leva a uma maior dispersão dos danos gerados em impacto, assim como a uma menor intensidade destes na região de impacto [26]. A geometria e a distribuição destas ondas de choque são sumariamente apresentadas na revisão de Chamis [62]. Christoforou e Yigit, por exemplo, afirmam que o evento de impacto em laminados atingidos por impactadores de grande massa e em moderadas velocidades pode ser estudado apenas pela consideração dos efeitos da deformação global da placa, ignorando-se as cargas de contato locais. Entretanto, não é feita menção sobre os valores destas condições [83]. No segundo modo de danos, a velocidade do impactador é suficientemente grande para tornar o evento de impacto tão rápido que não há tempo para a propagação e reflexão de ondas 75 de choque pela estrutura antes do término do impacto. Neste caso, os danos gerados por este tipo de impacto tendem a se localizar no ponto de contato entre o impactador e a placa, tal como obtido nos experimentos de Wyrick e Adams [85]. Sun já mencionava em um artigo [67] que altas velocidades de impacto geralmente resultam de uma deformação permanente na região de contato, onde o efeito da taxa de deformação é mais importante. A energia necessária para se produzir uma certa quantidade mensurável de danos, em ambos os modos de impacto, também é diferente. Quanto maior a velocidade do impactador, menor a quantidade de energia necessária para se produzir um certo nível de danos [73, 62]. Poe [25] apresenta resultados do cálculo por elementos finitos do problema de impacto sobre uma placa AS4/3501-6 de empilhamento [45/0/-45/90]6s. Os dados obtidos, mostrados na figura 2.20, demonstram haver um limite bem determinado entre os dois modos de resposta mecânica em uma placa, com a massa do impactador que a atinge. Neste caso, a massa do impactador (mi) era inversamente proporcional à velocidade de impacto, assim os modos de resposta mecânica ficam determinados pela velocidade do ensaio também. Estes cálculos indicam, claramente, a presença dos dois modos de resposta mecânica. Poe admitiu que estes dois modos eram diferenciados pela propagação completa ou não de ondas de deformação elásticas do ponto de impacto para as bordas das placas. Um modelamento matemático proposto por Sun e Chattopadhyay [84] indicou a existência de um tamanho mínimo para uma placa de material compósito, de tal forma que a perda de energia do impactador após o impacto fosse constante. Considerando o projeto de um ensaio de impacto, para se manter a representatividade e repetitividade dos resultados, seria interessante que o impactador recaísse nas condições geométricas de estabilidade descobertas por este modelamento. De acordo com os resultados traçados no gráfico da figura 2.20, a força de impacto também é maior para placas engastadas (“clamped”) do que placas simplesmente apoiadas (“simply supported”), conforme já era previsto pelos dados apresentados na tabela 2.4. 76 Figura 2.20 – Força de impacto calculada pela razão entre as massas do impactador (mi) e da placa impactada (mp), de acordo com duas diferentes condições de contorno e tamanho de placas. O termo vale 0,471 ou 0,371 para as condições simplesmente apoiado e travado, respectivamente [25]. 2.4 – M OD E L A M E N T O FÍ S I CO - M E C ÂNI CO Na compreensão da resposta mecânica de um material compósito sobre eventos de impacto, existem tantos possíveis tipos de dano e processos de geração, que a maior parte dos estudos de caracterização da resistência a impactos, é baseada em trabalhos experimentais. Estes trabalhos experimentais são baseados em ensaios mecânicos de simulação de impacto e da medição dos danos gerados. Os métodos de ensaio Charpy e Izod têm sido utilizados para determinar a tenacidade de materiais homogêneos e isotrópicos entalhados. Porém, estas técnicas têm limitado valor quando se tenta caracterizar os materiais compósitos, devido ao seu complexo processo de ruptura e a necessidade de representatividade geométrica nos ensaios [26]. Métodos de testes para simular condições “em serviço” têm sido desenvolvidos para os materiais compósitos, tais como: ensaios de impacto por queda de peso, ensaios balísticos por canhões pneumáticos e outros. 77 2.4.1 – Tipos de ensaios Existem muitos tipos de eventos de impacto que podem ocorrer na utilização de engenharia dos materiais compósitos. As pesquisas têm sido orientadas, para se tentar simular ou compreender melhor uma classe definida, de um determinado tipo de evento de impacto. Algumas vezes, as condições de carregamento, em ensaio, determinam o tipo de configuração de teste que se deseja utilizar, outras vezes a facilidade e a disponibilidade de sistemas de testes limitam as condições de ensaio. Basicamente, um sistema de testes de impacto possui as seguintes propriedades características: mecanismo de impulsão do impactador; geometria do impactador no ponto de contato; geometria do corpo de prova; sistema de fixação do corpo de prova; instrumentação do ensaio; Alguns diferentes tipos de geometrias de impactador, mecanismos de impulsão e tipos de sistema de testes utilizados em alguns trabalhos experimentais são mostrados na tabela 2.6. Considerando os dados apresentados nesta tabela, pode-se fazer algumas análises. Com base nos dados apresentados através desta tabela, algumas considerações podem ser feitas. Em relação ao tipo de meio de impulsão dos impactadores, nos ensaios de impacto, o sistema de queda de peso é o mais largamente utilizado. Isto ocorre, provavelmente, pela maior facilidade de se realizar montagens experimentais deste tipo e pela existência de sistemas comerciais bem confiáveis. As montagens experimentais são empregadas há mais tempo [64, 65] e têm sido muito utilizadas mesmo em trabalhos recentes para realizar ensaios de impacto [77, 86, 87]. Existem algumas vantagens na utilização das montagens laboratoriais: custo geralmente menor do que uma montagem comercial equivalente; opções de carregamento em ensaio geralmente não disponíveis em configurações comerciais; maior versatilidade no projeto do tipo de ensaio a ser realizado; maior consumo de tempo no projeto, montagem e calibração do sistema; 78 grande variedade de modelos, de acordo com a instituição que os utiliza. Por outro lado, pela tabela 2.6, nota-se que os sistemas de testes comerciais estão sendo cada vez mais utilizados nas pesquisas. Estas montagens comerciais constituem-se, basicamente, em máquinas de impacto por queda de peso. Geralmente, tais máquinas são adquiridas para a realização de ensaios em metais e, posteriormente, aproveitadas para o estudo de materiais compósitos. De modo geral, pode-se destacar as seguintes características dos sistemas de testes comerciais: comodidade na montagem e operação dos sistemas de teste; maior facilidade de comparação entre ensaios feitos por instituições diferentes; limitação de alguns parâmetros de impacto de acordo com as limitações das máquinas comercializadas como, por exemplo, a velocidade de impacto; limitação das geometrias permissíveis dos corpos de prova a serem utilizados; melhor garantia de reprodutividade dos ensaios; Existem, ainda, algumas outras opções de sistema de testes empregados, em alguns trabalhos de pesquisa [90, 93, 96, 98], como alternativas para se evitar custos experimentais e/ou complexidades na prática destes ensaios. Algumas vezes, estes sistemas alternativos são baseados em equipamentos mais comuns como, por exemplo, numa máquina de impacto Charpy [96]. Ou então, usam uma montagem bem simples como feito por Lal [90, 23]. Os pesquisadores utilizaram diferentes tipos de impactadores, dependendo do objetivo de simulação desejado. Entretanto, um ponto em comum, entre quase todos os trabalhos, é a utilização de impactadores com uma superfície de contato circular. Uma superfície de impacto arredondada induz danos mais difundidos e de menor extensão individual no compósito. Em oposição, os impactadores pontiagudos tendem a perfurar o material na superfície de contato. Os impactadores de superfície arredondada induzem danos mais perigosos porque podem não ser visíveis após o impacto, além disso os danos ocorrem mais espalhados ao longo da estrutura do material [26,83,88]. Assim é mais seguro a utilização de impactadores de ponta arredondada quando se deseja obter uma situação de danos mais crítica, ou seja, menos detectável. 79 Impactadores cilíndricos, com a extremidade de impacto arredondada, são os mais adequados. Isto ocorre porque a geometria facilita a estabilização da queda do impactador, através de dispositivos de guia de menor atrito, além de facilitar a instrumentação [85]. Tabela 2.6 – Tipos de sistemas de impacto e impactador que têm sido utilizados em ensaios de caracterização da resposta mecânica de compósitos em impacto. REF. ANO DO ESTUDO SISTEMA DE IMPULSÃO GEOMETRIA DO IMPACTADOR [64] 1977 [88] 1983 [89] 1983 [90] 1984 [91] 1987 [31] 1987 [71] 1988 [92] 1988 [61] 1988 [70] 1990 [94] 1990 [73] 1992 [95] 1992 [63] 1992 [83] 1994 [72] 1994 [96] 1995 [77] 1995 [97] 1996 [86] 1996 [87] 1997 FABRICANTE / AQUISIÇÃO DE DADOS Queda de peso (laboratorial) Queda de peso (laboratorial) Esfera de aço de =1,5” McDonnell Douglas Astronautics Company Esfera de aço de =1,6cm e tetraedro de aço Northrop Corporation Queda de peso (comercial) Impactador de aço com ponta arredondada de =½”(12,7mm) Effects Technology Model-8000 drop tower e Dynatup Model-500 instrumentation Braço flexível (laboratorial) Queda de peso (laboratorial) Canhão pneumático (laboratorial) Canhão pneumático (laboratorial) Queda de peso (comercial) Canhão pneumático (laboratorial) Canhão pneumático (laboratorial) Queda de peso (comercial) Canhão pneumático percussão(laboratorial) Queda de peso (comercial) Queda de peso (comercial) Máquina universal de ensaios (comercial) Canhão pneumático (laboratorial) Pêndulo de máquina Charpy (comercial) Queda de peso (n.i.) Queda de peso (comercial) Canhão pneumático (laboratorial) Queda de peso (laboratorial) Esfera de aço com =2,95cm Old Dominion University Esfera de aço com =½” (12,7 mm) Impactador de aço com ponta arredondada Esfera de alumínio com =½” (12,7 mm) Impactador de aço com ponta arredondada de =20 mm n.i. Impactador de aço com ponta arredondada com vários diâmetros Impactador de aço com ponta arredondada de =½”(12,7mm) Lockheed-California Co. Michigan State University Stanford University CEAST Advanced Fractoscope System Mk. 3 Michigan State Univ. Nicolet oscilloscope University of Utah Dynatup General Research Corp. Barras cilíndricas de aço Stanford University n.i. Dynatup Impact test machine Impactador de aço com ponta arredondada de =½”(12,7mm) Indentador cilíndrico de =10 mm Impactador de aço com ponta arredondada de =12,7 mm Dynatup model 730 da General Research Corp. n.i. n.i. Impactador de aço com ponta arredondada de =12,7 mm Nicolet 460 dig.oscil. IEEE-488 Interface ZWICK (Charpy) Kistler 9011 load sensor NASA Langley Research Center Fractovis Mk. 4 CEAST Esferas de nylon de =4 mm Toyohashi Univ. of Technology Impactador de aço com ponta arredondada de =12,7 mm n.i. Cutelo Charpy n.i. = não informado no texto da referência consultada. 80 Impactadores de outras geometrias, até mesmo pontiagudas, podem ser utilizados em condições mais específicas e em ensaios, simulando condições particulares de impacto. Neste caso, podem ser realizados ensaios, para se determinar qual dos materiais disponíveis é o mais resistente àquela condição de impacto especial estudada [88]. É desejável que os impactadores sejam duros, por isso, muitas vezes é escolhido o aço (temperado e recozido), que apresenta uma boa dureza e boa tenacidade. Entretanto, há casos especiais, onde são escolhidos impactadores de alumínio [69] e, até mesmo, de nylon [86]. De modo geral, além da função de geração de danos, estes ensaios possuem, majoritariamente, algum tipo de instrumentação, seja no impactador, seja no material testado. A instrumentação do ensaio atende a necessidade de um maior conhecimento sobre o fenômeno estudado, sendo possível, através desta, obter informações instantâneas sobre a resposta mecânica do material ao impacto e o atual estado de integridade estrutural do material sob teste. Os sinais captados pela instrumentação são convertidos em dados, podendo ser utilizados para se caracterizar o material sob impacto (objetivo técnico), ou para validar modelamentos matemáticos-mecânicos (objetivo científico). A tabela 2.7 contém a descrição de diferentes tipos de geometrias de corpos de prova, assim como as diferentes formas de fixação nos ensaios. Nesta tabela, pode-se observar que, basicamente, são utilizadas três geometrias: circular, quadrada e retangular. A grande variação nas dimensões destes corpos de prova, reflete a falta de homogeneidade nas condições de ensaio que, ainda, não dispõe de normas técnicas que o regulamentem. Somente existem alguns “rascunhos” de normas para este tipo de ensaio conforme citado em [58]. A geometria circular apresenta a vantagem de promover uma distribuição de tensões mais homogênea em impacto, o que miniminiza a ocorrência de componentes de tensão cisalhantes e de flexão, para as quais o compósito apresenta baixa resistência. Placas nesta geometria também apresentam uma força de impacto menor do que placas de geometrias quadrada e retangular de tamanhos compatíveis [37, 38]. 81 Tabela 2.7 – Tipos de geometrias de corpo de prova e mecanismos de fixação, utilizados em ensaios de caracterização da resposta mecânica de compósitos em impacto. REF. ANO DO ESTUDO [64] 1977 [88] 1983 [89] 1983 [90] 1984 [91] 1987 [31] 1987 [71] 1988 [93] 1988 [69] [61] 1988 1988 [70] 1990 [94] 1990 [73] 1992 [95] 1992 [63] 1992 [83] 1994 [72] 1994 [96] 1995 [99] 1995 [98] [100] [77] 1995 1995 1995 [97] 1996 [86] 1996 [87] 1997 GEOMETRIAS DO CORPO DE PROVA MECANISMOS DE FIXAÇÃO Presa por anéis emborrachados com livre de 3” (76,2mm) Apoiadas em placas de aço com furo central de Placas de 40,612,7 e 25,412,7cm 5 cm. Apoiadas em uma armação deixando Placas de 1515cm 12,712,7cm livres Travadas nos contornos Placas circulares de =10cm Travadas numa placa de aço com abertura de Placas de 257” (63,517,8cm) 55” (12,712,7cm) Travadas nas 4 faces com suportes de alumínio Placas de 15,215,2 cm (n.i. distâncias) Placas quadradas (dimensões n.i.) Apoiada ou travada em 33” (7,67,6cm) Apoiada em uma placa com abertura de n.i. 12,37,2cm Travadas pelos 4 lados (n.i. distâncias) Placas de 33” (7,67,6cm) Fixadas pelos 4 lados (n.i. distâncias) Placas quadradas de 15,215,2 cm Placas quadradas de 5, 10, 15, 20 e Presas em duas extermidades deixando livre ¾ de aresta 2525cm (5 tamanhos diferentes) Placas de 153 cm e cascas cilíndricas de Presa nas duas extremidades deixando 103 cm livres. 15(arco)3 cm Travadas nas duas extremidades deixando Placas de 152,3 cm 102,3 cm livres Painéis cilíndricos curvados (n.i. Parafusadas em uma placa de aço curvada dimensões) liberando 55” (12,712,7cm) Travadas nas duas extremidades deixando Placas de 5112,7mm e 5113,7mm livres 50,8mm Travadas nas duas extremidades deixando Placas retangulares de 20mm de largura livres 60mm Presas nas extremidades deixando livre 55 Placas de 135cm cm Geometria padrão para ensaios de tração n.i. Travadas nas extremidades deixando livres Placas 338,9 cm 25,2 cm Placas de 13,513,5cm Travadas deixando 1010 cm livres Travadas em um anel de 10cm Placas de 3025 cm n.i. Placas de 105” (25,412,7cm) Travadas em duas placas de aço furadas com Placas de 77cm e 30,47cm abertura de =4cm Apoiadas em um suporte emborrachado (n.i. Placas circulares de =10cm distâncias) Travadas entre duas chapas de aço com Placas de 12,510 cm abertura de =4cm Placas circulares n.i. = não informado no texto da referência consultada. 82 Porém, existem desvantagens na utilização da geometria circular. Ela não possui uma correta representatividade da utilização do material, porque, em geral, as placas de compósito são produzidas para peças planas retangulares, ou para componentes não planos, como para bordos de ataque de asas de aviões. Também, não é uma geometria de corpo de prova econômica, pois esta requer mais material para ser confeccionada que as quadradas e retangulares, o que é uma grande desvantagem, quando se considera o alto custo de alguns tipos de compósito [4]. Portanto, a geometria circular tem sido utilizada, em comparação com as geometrias retangulares e quadrada, somente em poucos trabalhos experimentais. Em média, a dimensão utilizada é 10 cm para o diâmetro. A geometria quadrada não permite uma distribuição de tensões tão homogênea quanto a geometria circular. A deformação estática, calculada, via resistência dos materiais, é da ordem de 23% maior nas placas quadradas, do que na placas circulares de igual área [97, 38]. Quando se testa, em impacto, uma lâmina com esta geometria, há uma maior presença de tensões fora do plano, do que na geometria circular. Isto eleva a geração de danos em teste, principalmente, para os testes de corpos de prova travados ou engastados nas laterais. Por outro lado, a facilidade de se obter corpos de prova de geometria quadrada, a economia de material, dada por esta geometria e a maior representatividade, em termos de aplicações práticas, têm incentivado a realização de ensaios de impacto com placas quadradas. Em média, a dimensão destas placas fica em torno de 15 cm de lado. O tipo de condição de contorno afeta a resposta mecânica do material sob impacto: uma placa engastada apresenta uma maior força de pico de impacto, do que uma mesma placa simplesmente apoiada. A diferença entre a deformação estática de uma placa travada e de uma placa simplesmente apoiada, sob um carregamento pontual, chega a ser da ordem de 51%, segundo a resistência dos materiais [38]. O travamento do corpo de prova, em todas as laterais, é a forma mais utilizada de se fixar, para teste, as amostras de material compósito. Por meio desta montagem, teoricamente, todas as laterais do corpo de prova se encontram engastadas, o que favorece a geração de danos na estrutura do material, durante o ensaio de impacto. Isto ocorre porque esta condição de contorno restringe a deformação da placa, no momento da aplicação do esforço de impacto aumentando, conseqüentemente, a tensão aplicada. 83 A correta implementação deste sistema de fixação, na prática do ensaio, não é tão simples. Para garantir o engastamento correto do corpo de prova é necessário: utilizar um grande corpo de prova, para que o mesmo fique bem preso em quase toda a sua área, deixando livre apenas a região em que se interessa manter sem apoio para ser impactado; usar uma grande força na fixação do corpo de prova, o que garante que o mesmo não se solte ou ceda do apoio durante o carregamento de impacto. A utilização de grandes corpos de prova nem sempre é viável, devido ao maior custo e das eventuais dificuldades de fabricação dos mesmos. Existe, também, uma limitação na força de travamento do compósito, no suporte do corpo de prova. Os compósitos fibrosos possuem uma baixa resistência à compressão na sua direção perpendicular (“out-of-plane”) e a aplicação de grandes forças de travamento poderiam afetar o resultado do teste. É por esta última razão que ensaios com os mesmos corpos de prova e com as mesmas condições de carregamento, podem dar resultados bem distintos, dependendo da maneira como as amostras são fixadas no sistema de teste. Este efeito é mais intenso, quanto menor a velocidade de ensaio e maior a massa do impactador, ou seja, mais nos ensaios de impacto por queda de peso [26, 72]. De acordo com a crescente utilização de montagens comerciais, também têm sido testados corpos de prova retangulares, fixados em duas das suas extremidades. Este tipo de fixação é mais prático do que a anterior,r porque economiza material e é de mais fácil execução, embora esteja mais afastada da condição de utilização de engenharia do material. 2.4.2 – Ensaios de carregamento quase-estáticos Normalmente, os ensaios de carregamento quase-estáticos são utilizados quando se deseja melhor acompanhar a evolução do estado de danos e a resposta mecânica do material, ao longo do teste. Este tipo de ensaio também acarreta um menor esforço em montagens experimentais e em termos de aquisição de material e/ou equipamentos de teste, já que estes ensaios são geralmente realizados em máquinas universais de ensaio, que são de uso comum [83]. 84 Entretanto, diversos autores citam ou oferecem resultados experimentais [26, 73 e 62] indicativos de que a taxa de impacto afeta muito o limiar de iniciação dos danos e, conseqüentemente, a resposta mecânica do laminado. Assim, espera-se que os resultados dos ensaios quase-estáticos possuam limitações de aplicação, para situações de impacto. Liu e Malvern [31], por exemplo, obtiveram diferentes distribuições de trincas na superfície do material, quando ensaiaram placas reforçadas com fibras de vidro, em ensaios de impacto e em ensaios de carregamento quase-estático. As diferenças entre as distribuições foram atribuídas aos diferentes tipos de carregamento empregados. Em alguns casos, o tipo de carregamento em impacto estudado, ou tipo de propriedade avaliada pode viabilizar a realização de ensaios quase-estáticos, para o estudo do comportamento em impacto. Poe [25] apresenta resultados experimentais, indicando que os ensaios estáticos de indentação fornecem resultados razoavelmente compatíveis, com os resultados obtidos de ensaios de queda de peso, para materiais compósitos reforçados com fibras de carbono. As condições de realização de ambos os ensaios favoreceram a igualdade dos resultados em tal estudo: a massa do impactador utilizado era alta (4,63 kg), em comparação com os demais ensaios de impacto em uso, o que leva à realização de ensaios de impacto com taxas de impacto mais baixas; a espessura das placas impactadas também é grande (7,0 mm) o que reduz a deformação destas nos ensaios, aproximando a resposta mecânica obtida para estes materiais, nestes dois ensaios; a técnica de verificação de danos utilizada, a ultrasonografia, pode não ter determinado com exatidão a distribuição dos danos dentro de um compósito [97], oferecendo valores semelhantes para ambos os ensaios. Contudo, algumas propriedades do comportamento dos compósitos, em impacto, podem ser obtidas através de ensaios quase-estáticos, de maneira semelhante às obtidas pela aplicação dos modelamentos matemáticos-mecânicos. Lammerant e Verpoest [83] utilizaram este tipo de ensaio, para observar a evolução das trincas na matriz de compósitos de fibra de carbono em matriz epóxi. Os pesquisadores utilizaram uma variação do ensaio de flexão a três pontos, com placas retangulares de material 85 compósito, em duas configurações de empilhamento e duas composições de fibras de reforço e de matriz. Um microscópio ótico foi acoplado ao sistema de testes, de modo que a lateral das placas ensaiadas poderiam ser observadas e a evolução das trincas assim acompanhada. Foram obtidas correlações entre a geometria do reforço e a distribuição das trincas surgidas. 2.4.3 – Ensaios de queda de peso O ensaio de impacto por queda de peso tem como objetivo simular impactos por objetos relativamente pesados (acima de 100g), a velocidades baixas (até 10m/s). Este objetivo é fixado pelas limitações de realização dos ensaios. O impactador, neste caso, estaria sujeito à força da gravidade e atingiria a placa com uma certa velocidade, ou energia, deduzida a partir da altura inicial de queda. Alguns modelos de máquina de queda de peso comercial podem ter a queda do impactador, também, impulsionada por um sistema pneumático. Nestes casos, as energias de impacto obtidas podem ser maiores do que à dada pelo potencial da gravidade (E=mgh). O sistema Instron/Dynatup modelo 8250 utilizado, por exemplo, no trabalho de Lin e Lee [94], possui esta facilidade. A tabela 2.8 mostra alguns valores de ensaios de impacto por queda de peso que foram utilizados em trabalhos experimentais. Nota-se, por esta tabela, que a massa dos impactadores utilizados nestes ensaios são relativamente altas, ou seja, normalmente maiores do que 1kg. Tabela 2.8 – Valores dos parâmetros de impacto utilizados em estudos de resistência a impactos com sistemas de teste de impacto por queda de peso. REF. ANO DO ESTUDO [64] [88] [23] [91] [63] [101] 1977 1983 1984 1987 1992 1995 MASSA DO IMPACTADOR (g) VELOCIDADE DE IMPACTO (m/s) ENERGIA DO IMPACTO (J) 1800 4000 108 5400 5000 306 a 1220 1,3 a 6,9 2,5 a 4,6 até 8 até 6 0,6 a 2,5 4,43 1,45 a 43 12 a 43 até 3,5 até 100 1 a 15 3, 5, 7, 9 e 12 86 A realização de ensaios de impacto, com sistema de testes comerciais, apresenta algumas vantagens comparados aos outros ensaios, cujos equipamentos são completamente montados em laboratório. Dentre estas vantagens, observou-se, pela consulta às referências bibliográficas [65, 89, 92, 94, 95, 63, 97], as seguintes características: é um ensaio que envolve aparatos de controle e precisão mais simples e menores do que os exigidos em outros ensaios; é um tipo de ensaio que pode ser facilmente instrumentado e com maior grau de precisão; ensaios semelhantes também são utilizados para metais [102] e para plásticos [103], o que aumenta o conhecimento prévio das técnicas do ensaio; o sistema de ensaios poderá ser mais facilmente utilizado para o estudo com outros tipos de materiais; um sistema de testes comercial possibilita obter resultados experimentais mais facilmente comparáveis com os resultados obtidos em outras instituições que utilizam o mesmo sistema. Ademais, a utilização de montagens comercial é mais cômoda, porque os experimentadores não precisam se preocupar com muitas questões, tais como: projeto, montagem, calibração e instrumentação. Por outro lado, esta comodidade geralmente é alcançada quando se compra uma máquina relativamente cara em relação a uma montagem de laboratório. Além disso, as máquinas apresentam muitas limitações, como por exemplo, a utilização de corpos de provas de diferentes tamanhos. A figura 2.21 ilustra dois tipos de sistema de testes comerciais, de uso muito comum nos trabalhos experimentais. Em ambos os casos, os sistemas de testes possuem uma série de acessórios e opções que dão uma certa versatilidade aos mesmos, inclusive com a possibilidade de realizarem ensaios de impacto instrumentados. 87 (a) (b) Figura 2.21 – Dois sistemas comerciais de teste para ensaios de impacto: (a) máquina de impacto da série 8200 da Instron-Dynatup e (b) máquina de impacto Fractovis da CEAST, com sistema de aquisição de dados anexado. As montagens experimentais que tem sido empregadas para realizar os ensaios de impacto por queda de peso são bastante variadas, devido às opções de montagem e aos diferentes objetivos dos pesquisadores. Os sistemas de fixação da amostra e geometria dos corpos de prova são os itens que mais variam. Esta grande variação nas condições de ensaio, reflete a falta de padronização existente nos ensaios de impacto com materiais compósitos. A variação nos dispositivos de fixação dos corpos de prova induz uma mudança no estado de carregamento micromecânico das amostras que pode alterar em muito a força de impacto, exercida sobre o material de teste [25, 38, 37]. Por outro lado, a variação no tipo de sistema de fixação utilizado é necessária para melhor se representar o tipo de fixação do material, na sua utilização prática [26]. A figura 2.22 mostra, como exemplo, um esquema de uma montagem experimental de testes de impacto por queda de peso utilizada por Greszczuk [64]. Nesta figura, pode-se notar que a montagem utilizada é simples. Esta consiste basicamente de uma esfera de metal presa por um eletroímã que libera a sua queda, de uma altura regulável, por sobre a placa a ser 88 testada. Neste caso, o pesquisador instrumentou algumas das placas testadas, colando nas mesmas um strain-gage para gravar os sinais de impacto, através de um osciloscópio. Figura 2.22 - Esquema da montagem experimental para ensaios de impacto utilizada por Greszczuk [64]. 2.4.3.1 – Equacionamentos e resultados numéricos A grande vantagem dos ensaios de impacto por queda de peso é a maior facilidade de equacionar os ensaios. Alguns equacionamentos podem ser feitos para o cálculo da posição, velocidade, energia cinética e energia potencial do impactador, em função do tempo de queda livre do mesmo [735]. Estes equacionamentos são mostrados na tabela 2.9. Por meio destes equacionamentos, os principais parâmetros do ensaio podem ser determinados, sendo que a energia e a velocidade de impacto são os mais importantes. 89 Tabela 2.9 - Equacionamentos simples que podem ser feitos para um sistema de testes por queda de peso [735]. CONDIÇÃO VARIÁVEIS * REPRESENTAÇÃO ti = t = 0 1 - Impactador é liberado para cair em queda livre. hi = h0 = h v = v0 = 0 EC0 = 0 EP0 = mgh ti = t hi = h – ½ g(ti)2 2 - Impactador caindo em queda livre. v = vi = gti EC = ½ m(vi)2 EP = mgh - EC t = tf = 2 gh g h=0 3 - Impactador atinge o v = vimp = 2 gh corpo de prova EC = mgh EP = 0 (*) Onde g é a aceleração da gravidade local (m/s2); m é a massa do impactador (kg); t é o tempo decorrido (s); h é a altura atual do impactador (m); v é a velocidade atual do impactador (m/s); EC é a energia cinética e EP é a energia potencial do impactador (J). 90 Caso o ensaio seja instrumentado, isto é, que a interação mecânica entre o impactador e o corpo de prova impactado possa ser registrada, novos equacionamentos surgem [26]. Existem duas maneiras de se instrumentar o ensaio: ou se instrumenta o corpo de prova sendo impactado ou então se instrumenta o impactador. No caso da instrumentação do corpo de prova, sensores são colados neles e, assim, fornecem o nível de deformação durante os ensaios de impacto [64, 75, 61, 70, 77]. De uma maneira geral, os resultados obtidos, por meio da instrumentação, são interpretados em trabalhos que equacionam as deformações e vibrações que sofre a amostra, como por exemplo, no trabalho de Tan e Sun [75] e no de Ambur, Starnes e Prasad [77]. Estes autores utilizam, inclusive, modelamentos mecânico-matemáticos previamente desenvolvidos [67]. Entretanto, a instrumentação do impactador é mais comum. A instrumentação consiste na preparação do impactador por meio de acelerômetros [90, 23] ou de strain-gages [75, 93, 105, 96] que registram a força exercida pela amostra sobre o impactador ou vice versa. O sinal é tomado na forma de curvas de força versus tempo (Ft). Estes valores podem ser processados de acordo com equações simples da mecânica, as quais são integradas para levar em consideração o caráter infinitesimal dos dados disponíveis [92, 26]. Tais equacionamentos estão descritos na tabela 2.10 e são aplicados a fim de se obter a velocidade, posição e energias instantâneas, durante o evento de impacto. Bibo e Hogg publicaram algumas curvas de força versus deslocamento, provenientes do tratamento dos dados de Ft obtidos em ensaios de impacto por queda de peso instrumentados [26]. As curvas de força versus tempo são pouco suaves, geralmente apresentando inúmeros picos oriundos das vibrações do material impactado, do impactador, dos diferentes tipos de danos que são produzidos, do ruído do sistema de aquisição, etc. Já Sjöblom, Hartness e Cordell obtiveram experimentalmente algumas curvas de força versus tempo e calcularam curvas de força versus deslocamento e deslocamento versus tempo. Este cálculo foi feito através das equações da tabela 2.10 que integram as curvas de força versus tempo para o cálculo do deslocamento e da energia momentânea de impacto. A integração “suaviza” as curvas, minimizando os picos previamente existentes. Este efeito pode ser observado pelas curvas obtidas por Lal [23] e mostradas na figura 2.23. Tabela 2.10 - Equacionamentos integrais que podem ser aplicados no estudo das curvas de força versus tempo dos ensaios de queda de peso instrumentados [92, 26]. 91 CONDIÇÃO VARIÁVEIS (*) 1 - O impactador REPRESENTAÇÃO t=0 toca a amostra x = x0 ao final de sua v = vimp = 2 gh queda livre. EC0 = mgh EDiss = 0 2 - O impactador é freado pela amostra até parar e depois t = ti t 1 i x = vimpti + ½ g(ti) - m0 2 ti Fdtdt 0 t acelerado pela deformação elástica da amostra no sentido 1 i v = vimp + gti - Fdt m0 t 1 i EC = v 0 Fdt g Ftdt Fdt 2m 0 0 0 ti ti 2 EDiss = EC0 - EC contrário ao da queda. 3 - O impactador é arremessado para cima e desfaz o t = tf t 1 f x = vimptf + ½ g(tf) - m0 2 tf Fdtdt 0 t contato com a placa, antes que esta retorne a sua posição original. 1 f v = vrel1 = vimp + gtf - Fdt m0 t 1 f EC0 = v 0 Fdt g Ftdt Fdt 2m 0 0 0 tf tf 2 EDissF = EC0 - ECF > 0 (*) Onde g é a aceleração da gravidade local (m/s2); m é a massa do impactador (kg); t é o tempo decorrido (s); x é a deformação atual do material impactado (m); v é a velocidade atual do impactador (m/s); EC é a energia cinética e EDiss é a energia dissipada do impactador sob a forma de perda de energia cinética (J). Os subíndices 0 e F correspondem, respectivamente, ao início e término do processo de impacto. 92 Figura 2.23 – Variação da força de impacto, velocidade e curvatura da placa obtida em função do tempo em ensaios de impacto instrumentados [23]. O formato das curvas força versus tempo, obtidas nos ensaios de impacto instrumentados, oferecem informações da ocorrência ou não de danos durante o impacto. Matthews e Rawlings [266] apresentam uma sucinta revisão sobre os ensaios de impacto, na qual comentam sobre o efeito da geometria das curvas de força versus tempo obtidas nestes ensaios. Os autores apresentam a geometria esperada para estas curvas, de acordo com a geração de danos, como mostrado na figura 2.24 [266]. Figura 2.24 – Curvas de força versus tempo de impacto obtidas por ensaios de impacto por quedas de peso quando ocorre: (a) nenhuma geração de danos, (b) falha em flexão e (c) falha por cisalhamento [266]. 93 A influência da geração de danos sobre a curva força versus tempo obtida em impacto também foi citada por Sjöblom et al. [93]. O início da variação no sinal, registrado em impacto, foi utilizado para se caracterizar a força e o tempo na ocorrência de danos, conforme mostrado na figura 2.25.a. (a) (b) Figura 2.25 – Curvas de: (a) força e (b) energia de impacto aplicada versus tempo de impacto obtidas em ensaios de impacto de laminados AS4/3502 [93]. Os outros parâmetros de impacto foram calculados por Sjöblom et al., de acordo com as equações da tabela 2.10. Uma curva da energia de impacto aplicada sobre a placa foi obtida e está mostrada pela figura 2.25.a. A curva de energia apresenta um valor máximo, equivalente à energia total do impactador e um valor residual de energia (Eloss). O valor da energia residual é utilizado por Lal [23] para o cálculo de um coeficiente de restituição de energia. Este coeficiente quantifica a percentagem de energia perdida pelo impactador no teste de impacto de uma placa laminada. Valores teóricos de Eloos foram obtidos através de um modelamento matemático e os resultados foram comparados com medições experimentais. Devido à boa concordância dos valores experimentais e modelados, Lal concluiu que o coeficiente de restituição poderia ser utilizado como característica do material impactado. Reed e Turner, também, analisaram os valores da energia residual após impacto, como parâmetro de caracterização de diferentes tipos de laminados testados em impacto [92]. 94 Alguns autores utilizam o ponto de início de geração de danos nas curvas força versus tempo, como um parâmetro de caracterização do material sendo impactado. Wardle, Edward e Tokarsky realizam ensaios de impacto instrumentados em laminados reforçados com diversas fibras [89]. Estes pesquisadores encontram uma dependência entre o ponto de início de danos nas curvas de força versus tempo de impacto, com a resistência mecânica das fibras. Quanto mais resistente era a fibra de reforço do laminado testado, mais elevado era o valor da carga de ocorrência de dano (Pi) nas curvas força versus tempo. Três curvas típicas, obtidas neste trabalho, são mostradas na figura 2.26. Figura 2.26 – Curvas de força versus tempo de impacto obtidas em ensaios de impacto em placas reforçadas com diferentes tipos de fibra [93]. Reed e Turner também analisaram o ponto de início da variação do sinal das curvas de força versus tempo, para comparar o comportamento de quatro laminados reforçados por fibras de carbono de diferentes matrizes [92]. Os autores observaram que o tempo para ocorrer o sinal de falha por cisalhamento aumenta com a diminuição da energia de impacto. Os parâmetros, retirados das curvas de força versus tempo de impacto, podem se tornar uma importante forma de se caracterizar o comportamento de compósitos laminados, testados em impactos. 95 Jang, Kowbel e Jang [63] utilizaram a carga máxima e a energia absorvida até a carga máxima, obtidas de ensaios de impacto instrumentados, para caracterizar uma série de lâminas testadas sob repetidos impactos. A análise da evolução destes parâmetros com o número de impactos permitiu descrever melhor o comportamento destes materiais em impacto. No caso, todos os materiais testados mostraram uma contínua e linear diminuição de força máxima. Dois gráficos ilustrando este resultado são mostrados na figura 2.27. Na figura 2.27.a é mostrado uma seqüência de curvas de força versus tempo de impacto sobre uma amostra reforçada com fibras de carbono, testada sobre sucessivos impactos. Nota-se que a força máxima apresentada pela amostra diminui, à medida que mais impactos são executados. Também, pôde ser notado que o tempo de duração do impacto tornou-se cada vez maior. (a) (b) Figura 2.27 – (a) Sucessão de curvas de força versus tempo de impacto e (b) gráfico da evolução da força máxima em impacto, determinada pelo número de sucessivos impactos sobre um mesmo laminado reforçado por fibras de carbono [63]. Na figura 2.27.b é mostrado um gráfico da variação da força máxima em impacto versus o número de impactos executados. É mostrado um número de impactos limiares (Nc), a partir do qual há diminuição efetiva da força máxima em impacto. Este número de impactos, segundo os autores [63], corresponde ao número de impactos necessários para acumular danos suficientes para nuclear uma delaminação. A partir de então, há uma diminuição linear da a força máxima a partir deste número de impactos. Resultado semelhante também foi obtido por Homma et al. [86] 96 Como pôde ser observado, os ensaios de impacto por queda de peso oferecem uma ampla gama de possibilidades de caracterização mecânica de materiais compósitos laminados. Outros ensaios de impacto são utilizados, porém com certas limitações em relação aos dados experimentais que podem ser obtidos. Por isso, os ensaios de impacto por queda de peso são freqüentemente utilizados em trabalhos experimentais, como pode ser observado nas tabelas 2.6 e 2.7. 2.4.4 – Outros tipos de ensaios de impacto Outros tipos de ensaios de impacto têm sido utilizados para a caracterização da resposta dinâmica dos materiais compósitos a impactos. Depois dos ensaios de impacto por queda de peso, a utilização de canhões pneumáticos é a principal forma de se realizar ensaios de impacto pelos dados da tabela 2.6. A energia do impacto é calculada pelo conhecimento da velocidade e massa do impactador. A pressão do ar ou do gás utilizado para impulsionar o impactador, determina a velocidade de impacto. A medição da velocidade é feita, geralmente, pela disposição de sensores fotoelétricos ao longo da trajetória do projétil [71, 73, 86]. Wu, George e Springer, por exemplo, utilizaram uma montagem para realizarem ensaios de impacto que impulsionava esferas de alumínio por meio de ar comprimido [71]. O controle da pressão do ar determinava a velocidade, medida através de sensores, com a qual o impactador atingia a placa. A resposta mecânica do material foi determinada pela medição das propriedades mecânicas residuais do material após o impacto, assim como pela medição das dimensões e tipos de danos gerados. Um trabalho de pesquisa semelhante foi realizado por Chau e Lim [86]. Entretanto, ao invés de usar um único impactador, os autores utilizaram várias esferas de nylon, de 4mm de diâmetro, impulsionadas por meio de um canhão pneumático, acionado por nitrogênio. Um sistema de diodos sensível à luz foi utilizado para se determinar a velocidade de impacto. As placas testadas foram caracterizadas por meio de ensaios mecânicos, realizados em corpos de prova retirados ao redor da região impactada das placas. Choi, Wang e Chang utilizaram um canhão pneumático, acionado por ar comprimido, que impulsionava impactadores de diferentes superfícies de contato sobre placas de compósitos laminados [73]. Novamente, a velocidade de impacto foi medida por meio de 97 fotocélulas. Os autores testaram diversas geometrias de empilhamento, a fim de determinar correlações entre a estrutura e a velocidade de impacto com o grau de danos gerados. Os ensaios de impacto que utilizam canhões pneumáticos são dificilmente instrumentados pelo impactador, devido ao tamanho e velocidade do impactador. Porém, existem experimentos de impacto desta natureza que possuem instrumentação. Qian e Swanson, por exemplo, instrumentaram as placas testadas em impacto através de strain-gages colados nestas placas [70]. As deformações sobre as placas, durante os impactos, foram medidas e comparadas com as vibrações previstas por um modelo matemático. O sistema de impulsão do impactador era semelhante aos descritos anteriormente. Uma instrumentação sofisticada para ensaios de impacto com canhão pneumático foi utilizada por Wu, Tsai e Chen [72]. Estes pesquisadores incidiram uma luz laser sobre o impactador, lançado de um canhão pneumático a velocidades de até 70m/s. A interação da luz laser sobre a superfície do impactador era medida por um fotomultiplicador, acoplado a um osciloscópio, que fazia a leitura do sinal obtido em cada impacto. Este sinal era posteriormente tratado para calcular a velocidade ao longo de todo o evento de impacto. Posteriormente, também eram obtidos os respectivos valores de força máxima em cada impacto. Neste trabalho, os autores não fizeram comparações entre diferentes laminados, mas observaram que a força máxima registrada nestes ensaios, não dependia das condições de contorno de fixação da placa. Isto ocorre porque este tipo de ensaio, com altas velocidades de impacto, recai sobre o segundo modo de resposta mecânica de um laminado em impacto, representado pela figura 2.19.b. Existem muitos outros tipos de ensaios de impacto não convencionais. Muitos deles, devido à necessidade de representatividade dos resultados, são realizados com protótipos inteiros da estrutura. Estes ensaios são mencionados, por exemplo, no Handbook da ASM sobre compósitos [106]. 98 2.5 – Técnicas de qualificação e quantificação de danos Os defeitos mais comuns que ocorrem nos compósitos fibrosos são: trincamento da matriz, ruptura das fibras, criação e crescimento de delaminações. Estes danos são normalmente gerados pela presença de tensões internas, entre as camadas do compósito ou entre as fibras de reforço e a matriz, de acordo com o predito pela micromecânica, macromecânica e teoria das placas laminadas [61]. Danos provenientes do processo de fabricação dos compósitos, principalmente vazios internos e delaminações, também podem ocorrer [107]. O conhecimento da severidade e extensão dos danos presentes em estruturas de compósitos laminados é de grande importância para o projeto, manutenção e segurança destas estruturas. Sendo assim, uma técnica de observação de danos deve ser bem escolhida e ser bem aplicada, para que se possa obter uma clara interpretação do grau de degradação em que se encontra o material analisado. Como nos metais, existem ensaios destrutivos e nãodestrutivos que podem ser empregados para esta finalidade. Comumente é utilizada uma combinação de ensaios não-destrutivos com ensaios destrutivos [71, 88, 108]. Já que na grande maioria dos casos os danos gerados estão contidos internamente no laminado, é muito comum a utilização de exames de ultrasonografia do tipo “C-scanning” e de raios-X. Outros métodos não convencionais de determinação não destrutiva de danos têm surgido recentemente [109, 110]. Análises por emissão acústica estão se revelando as mais promissoras neste sentido [109, 111]. Por outro lado, ensaios mecânicos para a determinação do estado de danos do compósito são muitas vezes preferidos, porque oferecem resultados menos subjetivos e mais quantitativos. Ensaios de tração e compressão não são normalmente utilizados para se verificar o tipo e quantidade de danos, mas sim para determinar o efeito destes danos sobre as propriedades mecânicas do material. Serão descritos, a seguir, os ensaios mais comuns utilizados para os materiais compósitos, as suas respectivas condições de aplicação, resultados e exemplos de aplicações em alguns trabalhos de pesquisa de comportamento em impacto. 99 2.5.1 – Exame visual É o método mais direto e fácil de ser utilizado, embora possa dar, muitas vezes, uma idéia errada do correto grau de danificação do material compósito. Isto ocorre porque muitos danos dos compósitos podem não ser visíveis a olho nu [26]. Este tipo de ensaio só permite a determinação de danos e/ou defeitos superficiais, tais como: delaminações nas bordas, perfurações, variações nas dimensões externas, arranhões, rasgos e trincamento externo da matriz. A utilização de registro fotográfico facilita a análise por este método, além de oferecer uma melhor documentação. Uma variante deste ensaio é a utilização de líquidos penetrantes, para facilitar a observação dos danos superficiais. Liu e Malvern [31] utilizaram líquidos penetrantes para estudar a configuração das trincas na matriz em laminados testados em impacto. Neste caso, os autores puderam observar, de maneira mais detalhada, as diferentes configurações de trincas presentes nas superfícies das amostras. A geometria da distribuição das trincas pode ser associada com a variação dos parâmetros do ensaio, ou seja, espessura da placa, taxa de impacto, orientação das camadas e condição de contorno. 2.5.2 – Exame por transmissão de luz É um método de observação de danos semelhante ao exame visual, porém aplicável à luz transmitida. Compósitos opacos não podem ser utilizados por esta técnica. Neste caso, o componente em compósito é iluminado de um lado e a luminosidade, que atravessa o elemento, é observada e analisada pelo outro lado. Danos externos e internos podem ser percebidos devido à transmissão diferenciada da luz que os atravessa. Fotografias também podem ser utilizadas para se fazer o registro gráfico da inspeção. Deve-se tomar o cuidado de regular adequadamente o aparelho fotográfico para o nível de luminosidade transmitida através do compósito. A eficiência desta técnica está vinculada com o grau de translucidez do compósito: quanto maior a transparência, melhor o nível de eficiência e sensibilidade desta análise. Altas intensidades de iluminação podem ser utilizadas, para compensar uma baixa transparência do material, principalmente, quando são analisados compósitos reforçados com fibras de kevlar [61]. 100 Os compósitos de matriz polimérica, reforçados por fibras de vidro, podem ser facilmente inspecionados por meio da transmissão de luz, quando a matriz não for excessivamente colorida. Quanto mais finas forem as amostras analisadas, mais perfeita se torna a análise. 2.5.3 – Microscopia A análise microscópica tem um importante papel na caracterização de materiais compósitos de matriz polimérica, metálica ou cerâmica. Pode ser aplicada tanto na caracterização estrutural do material em si, quanto na identificação do grau de danificação presente e a sua classificação quanto ao tipo. No exame microestrutural dos materiais compósitos são muito utilizadas técnicas de metalografia quantitativa, preferencialmente com análise de imagem [112]. É comum o estudo das superfícies de fratura destes materiais, que pode ser por via ótica, para aumentos pequenos (até 100x), ou via eletrônica, para aumentos maiores [113]. São requisitados certos cuidados especiais na preparação das amostras de compósitos para serem observadas por meio da microscopia. Zipperian e Chanat [112] publicaram um excelente artigo o qual faz referência à preparação de amostras de compósitos para a análise microestrutural. Estes autores destacaram que os diferentes constituintes dentro do compósito apresentam diferentes durezas e, conseqüentemente, diferentes taxas de corte, desbaste e polimento. Isto torna difícil a remoção de defeitos induzidos, durante a fase de preparação das amostras. Wu e Springer, por exemplo, relataram [71] que a técnica de seccionamento utilizada estava introduzindo mais danos no material analisado, aumentando o tamanho das delaminações presentes, além do tamanho originalmente registrado por ensaios não destrutivos. Neste caso, as delaminações presentes continham trincas na matriz, ao longo de seus contornos e estas trincas favoreceram o crescimento das delaminações, durante a operação de corte. Lin e Lee também utilizaram este método de observação, porém com o seccionamento ocorrendo em cinco diferentes distâncias a partir do ponto de impacto [94]. Esta técnica permite uma melhor observação da configuração tridimensional dos danos advindos do impacto, do que simplesmente secionar a amostra na direção longitudinal e transversal no 101 ponto de impacto [71]. Dentre as diversas observações feitas, Lin e Lee observaram, como outros autores [63, 86], a existência de valores limiares de velocidade, para a criação de trincas dentro da estrutura das placas Mouritz, Gallagher e Goodwin utilizaram análises micrográficas para determinar os mecanismos de dano micromecânicos presentes em compósitos testados em impacto [87]. 2.5.4 – Ultrasonografia A ultrasonografia tem sido muito utilizada para a detecção de delaminações presentes na estrutura do material, oriundas do processo de fabricação ou de solicitações mecânicas. Scarponi et al. [97] fazem uma série de observações a respeito da utilização dos ensaios de ultrasonografia para materiais compósitos laminados: ondulações presentes na superfície, provenientes da fabricação ou do ensaio utilizado, muitas vezes causam uma perda do sinal de inspeção; em análises de amostras impactadas, a indentação que pode estar presente também pode provocar a perda do sinal; a presença de camadas diferentes no laminado pode atrapalhar a inspeção porque o eco de uma interface entre camadas de diferentes propriedades é muito alto, prejudicando a observação de ecos relativos a danos; normalmente o eco da superfície encobre o eco da interface entre a 1a camada e a 2a, não permitindo a análise nesta região. Estas limitações dos ensaios de ultrasonografia também são ilustradas na figura 2.28. Figura 2.28 – Problemas encontrados nas análises de ultrasonografia de placas compósitas laminadas segundo ref [97]. 102 Recomenda-se que seja utilizada a técnica de ultrasonografia – C (“C-scanning”) já que a mesma permite um registro gráfico da condição de dano do material analisado. Kinsey e colab. [100] utilizaram a ultrasonografia para detectar a presença de delaminações em placas de compósito polimérico, reforçadas com fibras de carbono após ensaios de impacto. Liu [61] utilizou a ultrasonografia combinada com várias outras técnicas, para caracterizar o tamanho das delaminações produzidas por impactos em compósitos reforçados com diferentes tipos de fibra. 2.5.5 – Radiografia São utilizadas técnicas de radiografia para a análise de danos em compósitos opacos, que não podem ser observados por meio do exame por transmissão de luz. O princípio é o mesmo das radiografias convencionais. Como os polímeros absorvem pouco os raios-X pelas suas baixas densidades, normalmente na análise de compósitos de matrizes poliméricas são empregados sais de contraste colocados dentro do compósito a ser observado [114]. Estes sais podem ser injetados para dentro do compósito por meio de perfurações feitas com esta finalidade [61, 99], ou, então, deixa-se o compósito dentro de um banho do sal de contraste [100]. Duas radiografias obtidas por estas duas técnicas são ilustradas pela figura 2.29. Muitas soluções de líquidos de contraste estão disponíveis atualmente, todos com moderado a elevado grau de toxidade [106]. (a) (b) Figura 2.29 – Duas radiografias de laminados compósitos apresentando danos de impacto, obtidas pela (a) injeção de um líquido contrastante [115] e (b) pelo mergulho da placa em um banho do líquido de contraste [100]. 103 Os resultados obtidos por meio da análise radiográfica oferecem informações qualitativas sobre os danos presentes no compósito observado, assim como algumas informações de caráter quantitativo como, por exemplo, o tamanho do dano. Os parâmetros utilizados para as análises de raios-X não são facilmente mencionados nas referências bibliográficas. Isto reflete, provavelmente, a grande variação nos parâmetros de ensaio que são utilizados pelos pesquisadores, devido à baixa espessura e absorção de Raios-X dos compósitos poliméricos. 2.5.6 – Outros métodos não destrutivos Os métodos de determinação não destrutiva de danos, vistos até agora, foram desenvolvidos inicialmente para os materiais metálicos. Em paralelo com o desenvolvimento dos materiais compósitos, novos métodos de caracterização não destrutiva de danos têm sido desenvolvidos para estes materiais. Estes métodos são aplicáveis aos materiais metálicos, mas oferecem melhores resultados em materiais compósitos, especialmente de matrizes poliméricas. Há uma tendência na aplicação destes novos métodos de determinação de danos, para a análise em tempo real e em condições de utilização das estruturas em compósito. O objetivo comum é a obtenção dos chamados “smart materials”, ou seja, dos materiais que oferecem informações a respeito do seu estado de integridade estrutural [110, 116]. Uma das técnicas pesquisadas é a inserção de cabos de fibra ótica na estrutura dos materiais compósitos. Estes cabos, por terem a mesma geometria de um reforço fibroso, não se apresentam como elementos estranhos à estrutura do material, principalmente se o reforço for de fibras de vidro, que possuem composição química semelhante [110]. Hofer [110] aponta que a utilização de painéis compósitos com cabos de fibra ótica embutidos pode contribuir para a mudança na filosofia dos procedimentos de inspeção de aeronaves comerciais. A grande vantagem é que a análise pode ser feita praticamente sem interrupção e a um custo bem menor, do que os procedimentos de inspeção atuais. A análise da resistividade elétrica de um laminado compósito também têm sido utilizada como método de verificação de danos [109, 116]. Neste caso, esta técnica somente é aplicável aos compósitos, cujo reforço seja condutor de energia elétrica, por exemplo, os compósitos reforçados com fibras de carbono. A vantagem deste método é a possibilidade de 104 se fazer a análise de danos no material, durante a sua utilização e de maneira automatizada [109]. Ceysson e colab. [109] apresentam um estudo no qual ensaios de tração são realizados com placas de matriz epóxi reforçadas com fibras de carbono, as quais têm a resistividade medida simultaneamente. Os autores obtiveram gráficos de resistência elétrica versus deformação da placa, que refletiram a ocorrência seqüenciada dos diferentes tipos de dano ao longo do ensaio. Fischer e Arendts [116] também utilizaram medições de resistividade elétrica em compósitos para medir o comprimento de trinca em ensaios de tenacidade à fratura. A vantagem deste método foi a simplificação da tarefa de se definir um comprimento de trinca neste tipo de material [12]. A grande geração de danos em torno da ponta da trinca dificulta a medição de um tamanho de trinca pela observação direta a olho nu. A análise da emissão acústica é uma das técnicas não destrutivas mais pesquisadas atualmente [109, 111, 96]. Partindo-se do fato de que os diferentes tipos de dano nos compósitos liberam diferentes sons ao serem gerados, um sensor acoplado ao material pode detectar o momento, intensidade e freqüência do som gerado e, assim, permitir o conhecimento a respeito do momento de geração do dano, a quantidade de danos gerados e o tipo de dano gerado [96]. Benzeggagh e Benmedakhene [96] estudaram o espectro de emissão acústica em laminados de reforço fibroso submetidos a impactos. Os valores médios, obtidos para cada tipo de dano acorrido na estrutura interna do material, estão ilustrados na figura 2.30. Figura 2.30 – Atribuição dos mecanismos de dano às respectivas amplitudes de emissão acústica em compósitos de polipropileno reforçado com fibras de vidro [96]. 105 O nível e o tipo de sinal de emissão acústica tomado em carregamentos de tração foi verificado por Ceysson e colab [109]. Os autores obtiveram diferentes espectros de emissão acústica, à medida que os compósitos testados eram submetidos a maiores níveis de carregamento em tração. Cada tipo de espectro estava relacionado, neste caso, a um tipo de processo de ruptura: trincamento da matriz, delaminação e trincamento das fibras de reforço. 2.5.7 – Outros métodos destrutivos Exames de descascamento dos laminados (de-ply) podem ser utilizados para se determinar a forma e distribuição das delaminações presentes em compósitos [108, 99]. Esta técnica consiste no descascamento do laminado, após submetê-lo a um aquecimento adequado, e na verificação de cada uma das placas retiradas de seu empilhamento. Esta é a técnica mais precisa para se descrever as delaminações presentes em um compósito laminado. Todos os tipos de ensaios mecânicos podem ser utilizados para a caracterização dos compósitos. A escolha do tipo de ensaio mecânico conveniente está vinculada ao tipo de propriedade mecânica que se deseja medir ou ao tipo de dano que se deseja detectar. São os métodos de avaliação de danos que oferecem as informações mais diretas a respeito da influência dos danos nas condições de operação da estrutura. Ensaios de compressão são muito utilizados para a determinação das propriedades residuais da matriz de materiais compósitos poliméricos de reforço fibroso. Estes ensaios são largamente utilizados, porque os resultados obtidos estão muito correlacionados com a resistência da matriz, ou seja, com a sua integridade [6,85,117,118]. Os ensaios de compressão requerem, normalmente, montagens especiais para evitar que o laminado se flexione, de acordo com o previsto pela norma da ASTM [119] e como descrito detalhadamente por Ramkumar [88]. Kam e Walker publicaram um artigo, no qual apresentam uma série de técnicas para selecionar materiais compósitos para a indústria aeronáutica [118]. Para o caso da comprovação da presença de delaminações geradas após impacto, os autores citam os ensaios de compressão após impacto, como sendo aqueles que mais representam as condições de utilização destes materiais. Ensaios de compressão, também, foram utilizados por Kinsey e colab. [100] para se determinar o grau de danificação na matriz de compósitos reforçados com fibras de carbono, 106 testados em impacto. Os autores concluíram que os ensaios de compressão foram sensíveis para determinar a presença de danos por impacto nos compósitos, porque as delaminações geradas provocavam uma falha prematura das amostras ensaiadas. Papanicolaou e Stavropoulos [117] utilizaram ensaios de compressão para estudar a presença de danos em lâminas reforçadas com fibras de carbono. O trabalho destes pesquisadores correlaciona a resistência residual em compressão com a matriz de flexão [D], como definida pela equação (2.32). Foram analisadas as perdas de resistência, devido à delaminação e ao trincamento da matriz. Wyrick e Adams [85] utilizaram ensaios de compressão e tração para caracterizar o gradiente dos danos em volta de uma região impactada de um compósito AS4/3501-6. Os autores testaram placas de 150150mm em impacto que foram posteriormente divididas em 5 corpos de prova para ensaios de tração ou de compressão. Os autores concluíram que os ensaios de compressão são mais sensíveis ao número de impactos exercidos sobre uma amostra do que os ensaios de tração. Ensaios de tração também são mencionados na bibliografia como um recurso para se determinar o efeito da presença de danos sobre as propriedades de um compósito. Caprino [120] utilizou ensaios de tração para obter um diâmetro de perfuração que produzia uma perda de resistência semelhante àquela produzida em ensaios de impacto. O autor concluiu que os danos gerados em impacto produzem uma perda de resistência, que tende a se estabilizar com a geração de uma perfuração. Um estudo semelhante foi feito por Homma e colab. [86]. Estes pesquisadores testaram a resistência residual de três corpos de prova, retirados de uma placa que sofreu impactos em sua região central, e compararam os resultados com os obtidos para placas sem danos e com uma perfuração central de diâmetro conhecido. Os autores observaram que a diminuição da resistência da placa laminada era inferior à redução obtida pela existência de uma perfuração de igual tamanho da zona de danos gerada em impacto. 107 2.6 – Mecanismos de geração de danos por i mpacto Durante um evento ou um ensaio de impacto, a energia cinética perdida pelo impactador é dissipada através dos dois seguintes mecanismos principais: 1) geração de danos ou defeitos internos na forma de trincas no corpo impactado; 2) produção de deformações elásticas e permanentes que podem ocorrer no ponto de contato (indentação) ou em toda a estrutura (vibrações); Serão descritos, neste item, os tipos de danos que ocorrem quando materiais compósitos de matriz polimérica e reforço fibroso são impactados a baixas energias. Os mecanismos de absorção de energia, por meio de deformações, foram apresentados no item 2.3 e, devido ao objetivo deste trabalho, não serão mais discutidos. Os materiais isotrópicos e homogêneos podem apresentar os seguintes tipos de danos gerados por impacto: indentação, estilhaçamento e ruptura por perfuração. Aos compósitos fibrosos devem ser adicionados: a ruptura e o arrancamento das fibras, o trincamento da matriz, a decoesão interfacial fibra-matriz e a delaminação [62]. É destacado que estas falhas surgem a níveis de energia de impacto bem menores do que no caso dos metais [62, 26, 25]. Inúmeros pesquisadores concordam com o fato de que os danos oriundos de um evento de impacto sobre um material compósito, geralmente, não são visíveis a olho nu e nem facilmente detectáveis por outras técnicas de exame não-destrutivo [108, 97]. Christoforou e Yigit [83], por exemplo, chegam a afirmar que estruturas em material compósito podem ter reduzido a sua resistência residual em até 50%, como um resultado de um impacto. Os defeitos ou danos originados por impactos nos plásticos reforçados por fibras obedecem, geralmente, a certas condições ou mecanismos de geração específicos. Tais mecanismos podem ser mais ou menos predominantes, de acordo com determinadas condições de carregamento e de geometria durante o impacto. Entre tais condições podem ser citadas [26, 62, 73]: a taxa de carregamento em impacto; a geometria e massa do objeto incidente; tipo de condição de contorno ou suporte do material que está sendo impactado; a própria geometria do material impactado; tipo de material e estrutura que está sendo impactada; 108 Embora, os danos gerados dentro de um material compósito possam se originar de mecanismos distintos de degradação, em muitos casos, há uma grande interdependência entre tais mecanismos de geração de defeitos. Por exemplo, trincas formadas na matriz polimérica de uma lâmina podem gerar delaminações entre a lâmina trincada e as lâminas vizinhas, por meio de redistribuição de tensões entre estas camadas. Por outro lado, as delaminações podem penetrar para dentro das lâminas, provocando ruptura de fibras de reforço [83]. Dependendo da velocidade do impactador, um dos dois modos de danos, apontados por Bibo e Hogg [26] podem atuar modificando a distribuição obtida dos danos sobre um compósito impactado mesmo em iguais energias. A geração dos defeitos nos compósitos está diretamente correlacionada com a diferença entre as propriedades mecânicas de seus constituintes [25, 26]. Esta diferença se dá tanto no nível micromecânico quanto no nível macromecânico. Liu, por exemplo, confirma experimentalmente a obtenção de maiores delaminações, quando a diferença entre os módulos de elasticidade da matriz e do reforço dos compósitos testados é maior [61]. 2.6.1 - Descrição dos danos A descrição dos danos obtidos em impacto, assim como a sua identificação de acordo com as condições de impacto, são muitas vezes os objetivos primários de muitos trabalhos experimentais [64, 83, 109, 73, 94]. A descrição dos defeitos presentes indica o comportamento da lâmina em impacto e oferece possíveis critérios de melhoramento das propriedades em impacto [26, 105, 98]. Geralmente é utilizado o valor da “área de danos” para se quantificar a região mais intensamente danificada do compósito após o impacto [26]. Os modos de danos atuantes em impactos são ilustrados na figura 2.31. Esta figura também apresenta os respectivos valores de energia de geração da superfície associada com o dano, segundo calculado por Matthews e Rawlings [9]. Nota-se, nesta figura, que a energia necessária para se criar uma delaminação é inferior a energia de ruptura por penetração. 109 Figura 2.31 – Principais modos de danos em impacto sobre lâminas de compósito reforçado por fibras e respectivas energias limiares de geração [9]. As delaminações, o trincamento da matriz e a ruptura de fibras são os principais defeitos produzidos nos compósitos fibrosos [57]. Cada um destes tipos defeitos pode ser diagnosticado através de diferentes técnicas de observação, conforme descrito no capítulo 2.5. A utilidade da descrição dos defeitos presentes no compósito dependerá do tipo de aplicação a qual será dada a informação, assim como da qualidade oferecida pela técnica empregada. Algumas vezes, o limite de sensibilidade da técnica escolhida também limita, de alguma forma, o estudo realizado porque os danos só passam a ser percebidos quando o tamanho dos mesmos ultrapassa o limite de sensibilidade da técnica empregada [73, 25]. A análise dos danos pode, por exemplo, auxiliar a interpretação de dados provenientes de uma instrumentação feita no ensaio. A presença de fibras rompidas em um corpo de prova, verificadas pela observação da amostra no microscópio, pode explicar a existência de picos na curva força versus tempo obtida de um ensaio de impacto. Uma das técnicas mais utilizadas é a radiografia, devido à capacidade de se caracterizar o interior da estrutura danificada [61, 100, 626, 106]. A ultrasonografia é também muito utilizada com esta finalidade [61, 97, 100]. O seccionamento do material impactado e posterior observação microscópica é uma técnica mais trabalhosa e demorada do que as anteriores, porém possui a vantagem de identificar e quantificar melhor e mais precisamente 110 os danos presentes em um compósito [94]. Já o “descasmento” dos laminados é a técnica mais adequada para se quantificar a presença de delaminações na estrutura do compósito [108, 99]. Análises de ultrasonografia são muito comuns nos trabalhos em que se deseja um maior aproveitamento dos dados gerados para aplicações diretas, já que esta técnica é a mais empregada atualmente na análise não destrutiva de estruturas de engenharia [121]. Espera-se, assim, que estruturas fabricadas com os materiais testados possam ser inspecionadas rotineiramente, de modo a caracterizar o seu estado de danificação, embasados em informações diretamente provenientes dos trabalhos de pesquisa [25]. A observação e descrição dos danos também dependem muito do tipo de ensaio de impacto e dos corpos de prova. Lammerant e Verpoest [83], por exemplo, utilizaram corpos de prova retangulares testados em uma máquina de ensaios universal. Com este tipo de arranjo, os autores puderam acompanhar, por meio da análise microscópica ao longo dos contornos da amostra, a evolução das trincas transversais na matriz, a geração de delaminações e estudar as interações entre estes dois defeitos. 2.6.2 – Delaminações As delaminações são consideradas os principais defeitos produzidos em impacto nos laminados compósitos, por causa da grande redução nas propriedades mecânicas que os mesmo provocam e pela sua maior facilidade de serem detectados [31,63]. As delaminações ocorrem principalmente nos compósitos constituídos por empilhamentos de lâminas unidirecionais. Compósitos cujo reforço se encontra sob a forma de tecido, ou que tem o seu reforço entrelaçado na direção da espessura (“Stitched”), praticamente não apresentam delaminações [26, 98, 98]. Dois mecanismos principais de formação das delaminações podem atuar, dependendo da diferença de propriedades entre as lâminas, do tipo de carregamento em impacto, dos materiais constituintes, das condições geométricas do laminado e da força atuante [83]. No primeiro mecanismo, as delaminações são geradas diretamente por componentes cisalhantes que surgem preferencialmente nas interfaces, entre as diferentes lâminas do compósito. Estes componentes cisalhantes de tensão são tanto mais intensos quanto maior for a diferença entre os modos de deformação das camadas envolvidas na interface. A propagação da delaminação se dá através do modo II de ruptura, ou seja, por cisalhamento [83]. 111 No segundo mecanismo [83], as delaminações podem surgir pela interação de trincas na matriz com as interfaces das diferentes camadas do compósito laminado. Neste caso, tais trincas provocam uma concentração de tensões locais na interface, facilitando a criação de delaminações. Adicionalmente, estas trincas também degradam as propriedades mecânicas da lâmina onde se localizam, aumentando o grau de anisotropia com as lâminas vizinhas, facilitando a ação do primeiro mecanismo proposto. Este mecanismo torna-se mais presente quando os laminados são submetidos a impactos repetidos [63]. A configuração da região delaminada está diretamente ligada à estrutura do material laminado [61, 122]. Têm-se observado alguns diferentes tipos de configuração geométrica da área delaminada, principalmente em cruz [100] e em “amendoim” [31, 60, 61, 98, 99]. Ambas as configurações de delaminação são mostradas na figura 2.29 [100, 115]. Liu oferece a descrição do mecanismo de geração da delaminação em forma de “amendoim”, por meio de equacionamentos da teoria das placas laminadas [61]. De acordo com as análises de Liu, espera-se que o tamanho e a direção das delaminações entre as diferentes camadas de um compósito sejam determinados pelos respectivos componentes da matriz de flexão D11 e D22 das camadas adjacentes. Um mesmo tipo de análise foi feito por Papanicolaou e Stavropoulos [117]. A figura 2.32 ilustra a previsão feita por Liu para a ocorrência de delaminações de acordo com a orientação das camadas e com o tipo de material de reforço em uma matriz epóxi. Bibo e Hogg também descrevem este mecanismo qualitativamente [26]. As previsões da geometria e tamanho de delaminações, obtidas através das análises de Liu, são semelhantes às delaminações observadas pelo mesmo pesquisador experimentalmente e em exames de descascamento de laminados relatados em outros trabalhos [61, 71, 115] ou, ainda, por outras técnicas [71, 99]. Hsi-Yung e Springer [71] obtiveram delaminações alongadas nas amostras que testaram em impacto sendo o eixo principal aproximadamente paralelo à direção das fibras da camada imediatamente inferior à delaminação. Esta última observação está em concordância com o mecanismo de geração de delaminações descrito em [26, 61]. 112 (a) (b) Figura 2.32 –Direções e áreas de delaminação normalizadas para: (a) diferentes seqüências de empilhamento com mesma fibra de reforço e (b) seqüência de empilhamento [0/90] reforçadas com diferentes fibras em uma matriz epóxi [61]. O tamanho das delaminações é, algumas vezes, utilizado como medida da resistência ou da tenacidade a impacto [60, 90]. Choi, Wang e Chang [73] utilizaram o limiar de detecção da delaminação, determinado pela técnica de observação de danos utilizada por estes pesquisadores, para especificar se foram gerados, ou não, danos no material testado. Esta condição limite foi utilizada para se caracterizar o nível de energia de impacto que o material suporta sem se danificar. Obviamente, estes pesquisadores desprezaram os outros danos presentes em sua análise. As delaminações ocorrem principalmente entre as últimas camadas do laminado [83, 99, 108]. Lammerant e Verpoest [83] observaram, através de ensaios quase-estáticos, a propagação das delaminações preferencialmente nas interfaces contrárias ao ponto de aplicação de carga de um laminado. Lin e Lee [94], através do aumento da velocidade de impacto no ensaio com canhão pneumático, puderam observar o aparecimento de delaminações em camadas superiores às camadas inicialmente delaminadas. Neste último caso, a maior taxa de carregamento, em relação aos ensaios estáticos utilizados por Lammerant e Verpoest, aumentou suficientemente as tensões de cisalhamento interlaminares, de tal modo que delaminações nas camadas superiores foram geradas. 113 2.6.3 – Trincas na matriz O processo de geração de trincas na matriz nos compósitos de matriz polimérica pode ocorrer, segundo os seguintes fatores: através de componentes de tração atuando na parte inferior do laminado sob impacto [73, 83, 94]; pela alta compressão local induzida pelo impactador no ponto de impacto [64]; por concentrações das tensões de cisalhamento na interface matriz/fibra causada pela diferença de rigidez entre estes componentes [31, 73]; geração indireta de trincas na matriz pela propagação das delaminações entre as camadas do compósito [83, 87]; As trincas na matriz são os primeiros defeitos gerados em impacto e os mais numerosos [25, 26]. Porém, a influência dos mesmos é relativamente pequena, frente à influência das delaminações, sobre as propriedades mecânicas do compósito laminado [63]. As trincas na matriz reduzem os valores de rigidez e a resistência mecânica em compressão do compósito, além de poderem induzir o aparecimento de delaminações [26, 83, 85, 120]. A ocorrência das trincas na matriz se dá, principalmente, nas vizinhanças do ponto de impacto [73, 99]. A concentração das trincas decai rapidamente com a distância em relação à região atingida pelo impactador [9, 26]. Durante a propagação das delaminações, que podem ser representadas como sendo trincas, a concentração de tensão, originada nas suas extremidades, acaba nucleando diversas trincas na matriz ao abrir caminho entre as camadas. Algumas vezes, a delaminação se propaga para dentro das camadas laminadas, quando há uma concentração local maior de matriz, provocando ruptura de fibras [83, 31]. As trincas na matriz são principalmente produzidas quando o compósito impactado não apresenta delaminações. Mouritz, Gallagher e Goodwin [87] fizeram uma análise da ocorrência de danos por impactos em materiais compósitos, cujo reforço era entrelaçado por fibras de kevlar na direção da espessura. Os compósitos obtidos apresentavam uma grande geração de trincas na matriz, devido à distribuição de carregamento mais elevada entre as fibras de reforço. 114 Trincas perpendiculares à superfície do compósito são observadas nas camadas inferiores do laminado, opostas ao ponto de impacto. Estas trincas são geradas, principalmente, devido à presença de componentes de tração nestas superfícies [83]. Trincas paralelas à superfície do laminado são geradas devido a componentes de tensão cisalhantes entre as fibras de reforço [9]. Em ambos os casos, as trincas são sempre orientadas no sentido das fibras de reforço [31, 83, 87]. 2.6.4 – Ruptura de fibras A ocorrência de ruptura de fibras está diretamente vinculada a altas concentrações de energia de impacto ou a condições de carregamento mais severas. Poe [25] afirma que placas muito espessas (espessuras > 5mm) apresentam, preferencialmente, a ruptura de fibras em eventos de impacto de baixas energias do que a geração de delaminações. Isto ocorre porque a força gerada no impacto comprime a região próxima ao ponto de contato com o impactador, tal como teorizado por Greszczuk e Chao [64], gerando tensões que são intensificadas até a ocorrência da ruptura de fibras. Poe também cita que a ruptura das fibras do compósito forma uma região com a aparência de uma trinca e que a direção de tais trincas, em cada camada do laminado, é geralmente perpendicular à direção de orientação das fibras. Esta configuração é mais bem definida quando se trata de compósitos com reforço fibroso sob a forma de tecido. Nos pontos de intercessão dos filamentos, que compõem a trama do tecido, existe uma constrição de deformação, de tal forma que ocorre a ruptura das fibras de reforço, nestes pontos, acompanhada de trincamento da matriz tal como observado por Jegley e Lopez [264]. Neste caso, a geometria que aparece nestes casos está diretamente correlacionada com o tipo de trama utilizada [25]. Se a trama for do tipo quadrada, por exemplo, a geometria da trinca gerada será quadrada ou em cruz [100]. A ruptura das fibras é o tipo de dano que mais causa modificação nas propriedades mecânicas do material porque implica na redução direta do reforçamento do material compósito. Caso ocorra ruptura destas fibras, as propriedades do material serão muito mais afetadas do que na ocorrência da equivalente quantidade de trincas na matriz [12]. 115 2.6.5 – Perfuração Este tipo de defeito só ocorre sob condições de carregamento mais severas e depende muito do tipo de corpo e da estrutura [22, 72]. Griffin, por exemplo, utilizou um aparato de queda de peso com impactador de 5,4 kg e obteve como energias limiares para início de perfuração valores entre 70 a 120 J, dependendo do tipo de resina e de reforço utilizados [91]. Nos compósitos constituídos por camadas unidirecionais, a ocorrência de uma perfuração em impacto geralmente se dá com uma grande dispersão de danos [101]. O mesmo normalmente não ocorre com compósitos reforçados por tecidos [79]. Na figura 2.33 são mostrados dois tipos de perfuração obtidos em ensaios de impacto com materiais compósitos reforçados com fibras de carbono. A figura 2.33.a mostra a perfuração por impacto de um compósito constituído por camadas unidirecionais [92]. Nota-se que há uma grande presença de trincas na camada externa do material em volta da perfuração. A figura 2.33.b mostra as superfícies de perfuração de um compósito cujo reforço estava na forma de tecido [120]. Neste caso, há uma menor quantidade de danos presentes em torno da perfuração. Apesar de que as espessuras das placas e as energias de impacto eram diferentes, considera-se que as diferenças na geometria de reforço foram as principais responsáveis pelo tipo de fratura obtida. (a) (b) Figura 2.33 – Dois tipos de perfurações obtidas em ensaios de impacto, de acordo com a geometria de reforço utilizada: (a) empilhamento de camadas unidirecionais [92] e (b) reforçamento por tecidos (frente e verso) [120]. 116 As perfurações estão muito relacionadas, nos compósitos de reforço fibroso em tecidos, com a presença de fibras rompidas. Um compósito com muitas rupturas no reforço tem a sua resistência mecânica muito reduzida e pode não suportar um carregamento mecânico de impacto [25]. 2.7 – Relação entre as características de comportamento em impacto com a estrutura do material O comportamento dos materiais compósitos submetidos a impactos depende diretamente de suas características constitutivas e das condições de impacto [25, 26, 62]. De uma maneira geral, as características estruturais desejáveis para se obter um compósito com boa resistência a impacto levam à diminuição das suas propriedades mecânicas triviais como, por exemplo, a resistência à tração e a rigidez [26]. Dentre as características estruturais dos compósitos, que têm correlacionamento com as propriedades em impacto, podem ser citadas: tipo de matriz, tipo de reforço e geometria de reforço. O efeito de cada uma destas características está descrito separadamente. 2.7.1 – Tipo de matriz Uma matriz de boa tenacidade é uma característica desejável, para que um compósito possua uma boa resistência a impacto [64]. A matriz do compósito é o meio pelo qual a força do impacto se distribui ao longo das fibras de reforço e por onde as ondas de deformação elástica se propagam [7,26]. Espera-se, pelos equacionamentos da micromecânica, que uma matriz que suporte maiores níveis de tensão e deformação possa apresentar menores falhas em impacto. Assim, a resistência a impacto, principalmente para laminados de pequena espessura (espessuras<3mm), é maior quando se utilizam polímeros de maior tenacidade como matriz, como as resinas epóxi: 584, 974, 1806, 2220-1, 5208, 8551-7 [26, 91, 118]. Resinas convencionais como, por exemplo, as resinas epóxi 3501-6 e 3502, geralmente constituem compósitos com uma resistência a impacto menor [91]. Compósitos, cujas matrizes são constituídas por polímeros termoestáveis, exibem maior nível de geração de dano, para um dado evento de impacto, do que os compósitos 117 constituídos com polímeros termoplásticos. Este efeito pode ser explicado pelos maiores valores de tenacidade à fratura, GIc e GIic, dos polímeros termoplásticos [26]. A baixa tenacidade de um tipo de matriz polimérica pode ser parcialmente melhorada pelo uso de, por exemplo, um polímero termoplástico. Mas, neste caso, pode ocorrer uma redução nas propriedades mecânicas “in-plane” do laminado, ou seja, das propriedades mecânicas no plano do laminado, por exemplo, a resistência à tração e compressão. Esta diminuição acontece, principalmente, a altas temperaturas e em ambientes úmidos. Também, existe a possibilidade do aumento do custo de produção do laminado [26]. 2.7.2 – Tipo de reforço A capacidade de um laminado compósito, em absorver a energia de impacto sem se fraturar ou ter danos gerados em sua estrutura, depende diretamente da tenacidade de suas fibras de reforço. A área de danos gerados em impacto sobre um compósito reforçado com fibras de alta deformação em fratura é menor do que a área de danos observada em um compósito reforçado com fibras de alta resistência [26, 89]. Fibras que apresentam baixo módulo de elasticidade e altos valores de deformação em fratura, como as fibras de vidro, são mais indicadas para se produzir materiais compósitos de mais alta resistência a impactos de baixas energias [9, 89]. Matthews e Rawlings [9] sugerem que se pode melhorar a resistência ao impacto de compósitos reforçados com fibras de carbono, incorporando fibras de vidro ou de kevlar. Neste caso, seria preferível fazer hibridização nas camadas superficiais do laminado, porque estas camadas são as que apresentam as maiores deformações [38]. Jang e colab. [63] obtiveram resultados experimentais de fadiga por impacto, que indicam uma menor perda de propriedades mecânicas dos laminados feitos com fibras de vidro. Os laminados produzidos com fibras de carbono obtiveram os menores valores de resistência a impacto, enquanto que os laminados reforçados com kevlar apresentaram um decaimento de propriedades em impacto intermediária entre estes dois tipos de reforços. Esta foi a mesma conclusão que Liu obteve por análises baseadas em equacionamentos da teoria das placas laminadas [61]. Bibo e Hogg também afirmam que laminados de matriz epóxi reforçados com fibras de vidro são mais resistentes a impacto do que os mesmos laminados reforçados com fibras de carbono [26]. 118 Liu apresenta resultados experimentais que confirmam uma menor geração de danos para compósitos reforçados por fibras de reforço, que possuam módulos de elasticidade mais próximos da matriz [61]. Das fibras mais utilizadas, o reforço que mais se aproxima desta condição, segundo Liu [61] e pelos dados da tabela 1.2, são as fibras de vidro. Além disso, de acordo com o previsto pela micromecânica (equação 2.5), um menor diâmetro de fibra contribui para uma melhor distribuição de carga entre a matriz e o reforço, aumentando a resistência a impacto do compósito. Este comportamento foi observado por Griffin [91] no teste de dois tipos de compósito reforçados com fibras iguais, porém de diâmetros diferentes. O autor observou que o compósito reforçado com fibras de menor diâmetro mostrou-se mais resistente a impacto. 2.7.3 – Geometria do reforçamento A orientação das fibras de reforço é uma característica importante para a iniciação e propagação de danos sobre condições de impacto [26]. Pode-se considerar que a geração de delaminações é mais intensa nos compósitos, cujas camadas são unidirecionais, menor nos compósitos reforçados por tecidos e muito reduzida para compósitos “stitched” (“costurados”), ou seja, com o reforçamento na direção da espessura [26, 98, 105]. Isto ocorre devido à mudança no grau da resistência interlaminar nestes três diferentes tipos de reforçamento. Enquanto que a resistência interlaminar dos laminados constituídos por camadas unidirecionais é dada exclusivamente pela matriz. E nos compósitos que possuem o reforçamento na direção da espessura, a resistência interlaminar é aumentada pela presença do reforço entre as camadas [98, 105]. Os laminados reforçados por tecidos apresentam uma geração de delaminações intermediária, porque as ondulações das camadas de reforço servem como um elo de ligação interlaminar intermediário aos dois casos anteriores [26]. Laminados constituídos por camadas unidirecionais também não apresentam delaminações pois se comportam como uma mesma lâmina, em relação à teoria das placas laminadas, não apresentando problemas de descasamentos de modos de deformação entre as camadas [7, 61]. Laminados, constituídos por camadas unidirecionais, apresentam uma maior geração de danos e, conseqüentemente, menor resistência a impacto, à medida que maiores são os ângulos entre as camadas empilhadas [61, 73]. 119 A orientação entre as camadas, além de determinar o tamanho e a direção das delaminações, também pode determinar a configuração das trincas na matriz que aparecem sob impacto. Lammerant e Verpoest [83] observaram que trincas perpendiculares à superfície de compósitos testados quase-estaticamente são geradas longitudinalmente às fibras. 2.7.4 – Outros fatores A capacidade de transmissão de tensões entre as fibras e a matriz já foi destacada como um fator desejável para a melhora da resistência a impacto de compósitos fibrosos. Neste sentido, uma boa interface entre a fibra e a matriz, aumenta consideravelmente a resistência a impacto dos compósitos [26]. A espessura do laminado também influencia muito no processo de geração de danos por impacto. Laminados mais finos (espessura < 3mm) apresentam danos, principalmente sob a forma de trincas na matriz e delaminações. Com o acréscimo da espessura, aumenta-se a força de impacto e a possibilidade de ocorrer a fratura de fibras pela restrição das deformações permissíveis [64, 67]. Os danos gerados por impacto, em laminados muito espessos, consistem em trincas na matriz e ruptura de fibras no ponto de impacto [9, 26]. Um aumento no comprimento do compósito impactado, mantendo-se a sua espessura, aumenta a capacidade de absorção de energia em impacto. Neste caso, a geração dos danos, que se dava de forma localizada na superfície de contato, se redistribui para as camadas inferiores do compósito [26, 76, 124, 125]. A curvatura existente no ponto de impacto também influencia a resposta mecânica ao impacto dos materiais compósitos de matriz polimérica. Lin e Lee [94] mencionam que existe uma maior utilização de corpos de prova planos, do que corpos de prova encurvados, nas pesquisas a respeito dos ensaios de impacto. Neste caso, a curvatura constituir-se-á em uma nova variável para o estudo da resposta em impacto dos materiais compósitos, pois a curvatura do corpo de prova altera as condições de carregamento mecânico do ensaio. Placas encurvadas apresentam uma maior força de impacto quanto maior for o ângulo de curvatura no ponto de impacto [94, 95]. Existem outros fatores que influenciam a resposta mecânica em impacto dos compósitos que não serão discutidos neste trabalho por não estarem diretamente correlacionados à estrutura do material como, por exemplo, o tipo e geometria do impactador. 120 CAPÍTULO 3 M ATERIAIS E M ÉTODOS 3.1 – Descrição dos materiais de teste Neste item serão descritos os processos empregados para a fabricação de cada um dos materiais empregados nos ensaios de impacto, assim como serão descritas as suas características geométricas e algumas de suas propriedades mecânicas. Os materiais utilizados neste trabalho de mestrado são provenientes de três locais diferentes: Departamento de Materiais do Instituto de Aeronáutica e Espaço do Centro Técnico Aeroespacial da Aeronáutica (Depto Mat./IAE/CTA): placas de fibra de carbono com matriz epóxi. Empresa Brasileira de Aeronáutica (EMBRAER): placas de fibra de carbono, kevlar, vidro e híbrido vidro- kevlar com matriz epóxi. ENMAC – Materiais Compostos Importação, Exportação Ltda: perfis de fibras de vidro em resina poliéster. A utilização de materiais provenientes destas duas empresas e deste centro de pesquisa, externos à universidade, teve os seguintes objetivos: 1o - familiarizar o aluno com o processo de produção de materiais compósitos fibrosos em matriz polimérica, 2o - obter materiais para testes com elevado grau de controle de fabricação, com aplicação industrial em componentes de elevada responsabilidade e que não são nem tecnicamente, e muito menos economicamente, fáceis de se produzir laboratorialmente. Todos os compósitos obtidos tiveram suas espessuras medidas, em pelo menos duas placas, em vinte diferentes pontos de medição conforme ilustra a figura 3.1.a. 121 As medições foram realizadas com um micrômetro Mitutoyo de 0 a 25 mm com precisão de 0,001mm, de fabricação nacional. A medição da espessura foi feita colocando-se cada uma das placas apoiadas em um suporte, conforme mostrado na figura 3.1.b. (a) (b) Figura 3.1 – (a) Posições de medida da espessura das placas utilizadas nos ensaios de impacto; (b) procedimento de medida da espessura das placas de compósito. Os resultados da medição da espessura das placas estão descritos, para cada material obtido, dentro dos respectivos itens, neste capítulo. 3.1.1 – Materiais do Centro Técnico Aeroespacial Os compósitos laminados produzidos no CTA foram projetados para se verificar a influência da geometria do reforço. Três diferentes tipos de empilhamento, possuindo o mesmo número de camadas (15), foram fabricados e assim identificados: [0o]15 – amostras CTAUNI-X (total de 5 placas); [0o3/90o3/0o3/90o3/0o3] – amostras CTACPL-X (total de 5 placas); [0o3/+45o3/90o3/-45o3/0o3] – amostra CTAASS (total de 1 placa). Na especificação acima “X” refere-se ao número da amostra (X=1 a 5 para CTAUNI e CTACPL). 122 Além destas configurações base, outras duas configurações adicionais foram fabricadas no CTA. Estas configurações foram testadas apenas para efeito de calibração do sistema de testes. Foram fabricadas duas placas unidirecionais de 4 camadas e duas placas empregando tecido como reforço, com 7 camadas e espessura semelhante às amostras unidirecionais. Tais amostras foram assim identificadas: [0o]4 – amostras CTAUN4-X (total de 2 placas); amostras CTATEC-X (total de 2 placas). Os resultados experimentais obtidos com tais placas não foram utilizados para fazer análises comparativas com as demais. 3.1.1.1 – Processo de fabricação Os compósitos foram produzidos no CTA pela combinação das técnicas de enrolamento filamentar e pré-impregnados ou “pre-pregs”. Os pré-impregnados são lâminas de fibras unidirecionais, embebidas em resina ainda não curada, que podem ser manuseados com o objetivo de se obter empilhamentos das mais diversas geometrias: unidirecional, “cross-ply” ou “angle-ply”. A matriz empregada foi uma resina epóxi, fabricada pela Dow Química e designada como DER 331 (“Dow Epoxy Resin”), que é um composto bifuncional e constituído basicamente do monômero diglicidil éter do bisfenol-A. Esta resina foi misturada com o endurecedor DEH 50 (“Dow Epoxy Hardener”), que é uma amina aromática, também denominada DDM, ou seja: difenil-diamina-metileno. A razão de mistura resina/endurecedor usada foi de 100/27 em peso, ou seja, 27 gramas de endurecedor para cada 100 gramas de resina. A mistura é realizada a uma temperatura de até 55oC, o que torna a resina menos viscosa e facilita a mistura do endurecedor, que é sólido à temperatura ambiente, conforme mostrado na figura 3.2. As fibras de carbono empregadas como reforço foram de origem russa e encontravamse não grafitizadas, ou seja, o processo de produção não foi terminado nestas fibras o que faz com que apresentem propriedades mecânicas inferiores às fibras de carbono grafitizadas. Embora as propriedades mecânicas destas fibras não sejam as melhores, a utilização destas é viabilizada quando o objetivo de fabricação do material é o estudo da influência da geometria de empilhamento nas propriedades mecânicas do material compósito obtido. 123 (a) (b) Figura 3.2 – Detalhes da (a) pesagem do endurecedor e (b) mistura do endurecedor com a resina, realizada à quente (50o C). Os pré-impregnados foram fabricados bobinando-se as fibras, usadas na forma de roving contínuo, em um mandril cilíndrico previamente recoberto por um filme de poliéster, conforme mostrado na figura 3.3.a. Neste processo, conhecido por enrolamento filamentar (“filament winding”), as fibras passam por um banho de resina polimérica líquida, préformulada, contida em um “carrinho” conforme mostrado na figura 3.3.b. Esta resina é mantida aquecida a 50oC por meio de uma resistência elétrica, a fim de se mantê-la nas condições ideais de viscosidade. Observou-se que uma baixa viscosidade da resina neste processo é de vital importância para a homogeneidade de impregnação e distribuição da fibra ao longo do mandril. Durante a bobinagem, se a viscosidade da resina permitir, um rolo compressor de borracha ou um pincel é passado ao longo do mandril, já com as fibras impregnadas enroladas, com o objetivo de se homogeneizar a distribuição da resina. Finda esta operação, que também serve para remover o excesso de resina, recobre-se as fibras impregnadas com um novo filme de poliéster. A lâmina de pré-impregnado é cortada longitudinalmente, removida do mandril e colocada em um freezer. A manutenção do material em baixas temperaturas retarda o 124 processo de cura da resina, permitindo que o material seja estocado para posterior manuseio. A figura 3.4 mostra esquematicamente a seqüência de produção por enrolamento filamentar. (a) (b) Figura 3.3 – Fotos mostrando: (a) o enrolamento das fibras de carbono, provenientes de um “roving”, sobre o mandril recoberto com um filme de poliéster e (b) detalhe mostrando o recipiente de resina, aquecido eletricamente, no qual a fibra é embebida antes de ser enrolada. Figura 3.4 – Representação esquemática do processo de fabricação de préimpregnados realizada nas instalações do Depto Mat. do IAE/CTA [107]. 125 O tamanho máximo de lâmina que pode ser obtida com este equipamento é de 18080cm. Antes de este material ser guardado no freezer, porém, a lamina obtida foi cortada em quadrados de 2121cm, que representa a dimensão das placas a serem fabricadas por empilhamento. Cada uma destas lâminas de fibra e resina não curada, envolvidas pelo filme de poliéster, são denominadas pré-impregnados (“pre-pregs”). Após a produção de uma razoável quantidade de pré-impregnados, estes são retirados do freezer na quantidade necessária para se confeccionar uma placa, que é formada pelo empilhamento dos pré-impregnados. Durante o empilhamento, a distribuição das fibras dentro do pré-impregnado é homogeneizada manualmente com o auxílio de algum objeto de superfície arredondada. Nesta fase, cada um dos pré-impregnados é colocado sobre um tampo de vidro diretamente acima de uma lâmpada incandescente, conforme mostrado na figura 3.5.a. Esta técnica facilita a visualização das imperfeições assim como o calor da lâmpada diminui a viscosidade da resina, facilitando o manuseio do material. (a) (b) Figura 3.5 – Fotos mostrando: (a) fase de homogeneização das fibras dentro do préimpregnado com o auxílio de um tampo de vidro sobre uma lâmpada incandescente e (b) empilhamento sobre um tecido de Teflon. Após a homogeneização, o filme de poliéster do pré-impregnado é retirado e o mesmo é colocado sobre um tecido de Teflon, na configuração geométrica desejada, conforme mostra a figura 3.5.b. Depois de completado um empilhamento, sempre composto de quinze 126 camadas de lâminas de pré-impregnados, o mesmo é recoberto com outra lâmina de Teflon, embrulhado em bebem (material poroso) e intercalado com duas chapas de aço recobertas por um filme de poliéster. Este conjunto, esquematizado na figura 3.6, é então colocado numa autoclave, mostrada na figura 3.7, para a cura da resina. Após a cura, a placa é retirada da autoclave e armazenada para posterior transporte e usinagem na geometria de teste desejada. Conforme pode ser visto esquematicamente na figura 3.6, o empilhamento de préimpregnados pode ser curado dentro da autoclave aplicando-se diferentes níveis de temperatura, pressão e vácuo durante o ciclo de cura. No presente estudo, utilizou-se, de acordo com as recomendações do fabricante [126], o seguinte ciclo de temperatura e pressão para se realizar a cura da resina: ½ hora à temperatura de 55o C; ½ hora à temperatura de 55o C com a aplicação de vácuo e pressão de 15 psi (1atm); 2 horas à temperatura de 125o C; 2 horas à temperatura de 175o C. Figura 3.6 – Configuração do empilhamento dentro da autoclave. O empilhamento de pré-impregnados é envolvido por dois tecidos de Teflon, dois tecidos de bidim, dois filmes plásticos e duas chapas de aço, as laterais são protegidas por pedaços de cortiça. Após a obtenção das placas, as mesmas foram cuidadosamente embaladas e transportadas para Belo Horizonte onde seriam usinadas e testadas no Centro de Desenvolvimento de Tecnologia Nuclear (CDTN). 127 Figura 3.7 – Fotografia mostrando a autoclave empregada no Dept o Mat. do IAE/CTA. A usinagem visa à retirada das imperfeições presentes nas arestas das placas, que são inevitáveis neste tipo de processo, tais como: presença de cortiça, ausência de resina, deformações pela pressão utilizada durante a cura, etc. Para a usinagem, foi utilizada uma serra de fita, tomando-se os seguintes cuidados na operação: utilização de uma serra de fita de dentes pequenos (1,5mm de espaçamento entre os dentes); a mais alta velocidade de fita possível oferecida pela máquina; velocidade de corte (arrasto do material pela serra) baixo; refrigeração local para evitar sobreaquecimento. Estes cuidados são tomados para se minimizar a formação de danos na região de corte das placas, sob a forma de trincas e alterações nas propriedades da resina devido ao aumento de temperatura ocasionado por este tipo de operação. As placas foram cortadas nas dimensões 77” (177177 mm) que foram as escolhidas para padronizar os ensaios de queda de peso. 3.1.1.2 – Dimensões Os gráficos relativos à variação da espessura, assim como uma tabela com os valores médios da espessura e respectivos desvios, para cada uma das configurações fabricadas, serão mostrados a seguir. 128 O gráfico da figura 3.8 mostra a variação na espessura das placas unidirecionais confeccionadas. A placa CTAUNI-1 não foi medida, neste caso. Os gráficos indicam quatro pontos de espessura mínima relativos às quinas das placas: pontos 1, 6, 11 e 16; cuja localização é dada pela figura 3.1.a. A menor espessura nas quinas das placas foi atribuída ao processo de fabricação utilizado. Figura 3.8 – Variação na espessura das placas de fibra de carbono unidirecional, medidas com um micrômetro de pontas planas segundo definido pela figura 3.1. Os gráficos das figuras, 3.9 e 3.10, mostram a variação na espessura das placas crossply e a variação na espessura da placa assimétrica, respectivamente. Figura 3.9 – Variação na espessura das placas de fibra de carbono cross-ply medidas com um micrômetro de pontas planas segundo definido pela figura 10.1. 129 Figura 3.10 – Variação na espessura da placa de fibra de carbono assimétrica medida com um micrômetro de pontas planas segundo definido pela figura 10.1. Os gráficos relativos às placas CTAUN5 e CTACPL5 mostram uma maior variação da espessura, para a primeira, assim como um valor médio superior ao das outras placas. A razão disto foi que estas placas foram fabricadas por outro operador, o que influenciou o tipo de acabamento obtido. Pode-se perceber, desta forma, que o processo de produção de materiais compósitos que foi utilizado tem a sua homogeneidade de produção fortemente dependente da habilidade manual das pessoas envolvidas no processo. A tabela 3.1 resume, numericamente, os valores médios obtidos nos 20 pontos de tomada de espessura, assim como os respectivos valores de desvio padrão. Deve-se notar que desvios padrão de até 10% foram obtidos. 130 Tabela 3.1 – Valor da espessura e respectivo desvio padrão em milímetros das placas de fibra de carbono fabricadas nas instalações do Depto Mat. do IAE/CTA. PLACA ESPESSURA (mm) DESVIO PADRÃO (mm) CTAUN2 4,11 0,11 CTAUN3 4,06 0,16 CTAUN4 4,23 0,22 CTAUN5 4,79 0,30 CTACPL1 4,15 0,41 CTACPL2 4,33 0,16 CTACPL3 4,18 0,16 CTACPL4 4,12 0,39 CTACPL5 4,92 0,15 CTAASS 4,23 0,17 3.1.1.3 – Aspecto microestrutural A figura 3.11 mostra micrografias da amostra CTACPL-2 e a figura 3.12 mostra micrografias da amostra CTAASS. Todas as micrografias foram obtidas após a preparação das amostras pelas técnicas convencionais de embutimento, polimento e observação metalográfica utilizada para os metais [113]. Nestas figuras pode-se observar que as diferentes camadas de orientações de fibras, a 0o, 45o e a 90o na amostra CTAASS e a 0º e 90o para a amostra CTACLP-2, estão muito bem contrastadas entre si, formando bandas bem nítidas. As análises microestruturais das amostras de compósitos fabricados no CTA revelaram presença de vazios e regiões de maior concentração de matriz por toda a sua estrutura. O compósito CTAASS também apresentou uma grande presença de trincas na matriz distribuídas homogeneamente em sua estrutura. Tais trincas são oriundas da estrutura deste compósito que, por possuir camadas de diferentes orientações empilhadas assimetricamente, induz deformações, por dilatação e contração térmica, que levam à criação das trincas. Na figura 3.11.a pode ser notada a presença das interfaces entre as diferentes camadas de uma mesma orientação constituídas de regiões mais ricas em resina (seta 1). Vazios 131 também estão presentes na estrutura do material (seta 2). Regiões de maior concentração de matriz também podem ser percebidas (seta 3). Estas características se estendem a ambos os conjuntos de orientação das fibras, a 0º e a 90º. 3 2 1 (a) (b) Figura 3.11 – Micrografias mostrando o aspecto da amostra CTACPL-2 fabricada no CTA: (a) 50x de aumento e (b) 1000x de aumento. Na figura 3.11.b têm-se uma micrografia ampliada 1000x da região do compósito com reforço na direção 0º. Esta micrografia mostra uma região com uma boa distribuição de fibras e algumas zonas de maior concentração de matriz. Porém a característica principal que pode ser observada é a homogeneidade no diâmetro das fibras de reforço. 90o 45o 45o 0o 0o (a) (b) Figura 3.12 – Micrografias mostrando o aspecto da amostra CTAASS fabricada no CTA: (a) 50x de aumento e (b) 1000x de aumento. 132 A figura 3.12 mostra duas micrografias da amostra CTAASS. Na micrografia 3.12.a pode-se notar o contraste entre as camadas a 0º, 45º e 90º. A figura 3.12.b foi tirada propositalmente de uma região entre as camadas a 0º e a 45º do compósito. Nesta figura, pode-se notar como a diferença de orientação das fibras modifica o aspecto de sua seção reta em observação micrográfica. Observa-se um vazio, na parte inferior esquerda da micrografia, que é oriundo do processo de fabricação indicado pela seta. 3.1.2 – Materiais da EMBRAER A Embraer, por meio do seu departamento de engenharia de produção, doou placas de material compósito que têm a mesma composição utilizada pela empresa em vários pontos da fuselagem e estrutura da aeronave ERJ-145. Foram 10 configurações diferentes de placas, tanto quanto ao tipo de reforço como em relação ao número de camadas. Para cada configuração foram doadas 8 placas. Tais amostras receberam as seguintes identificações: placas de fibra de carbono - EMBCBY-X (Y = 3, 4 ou 6); placas de fibra de kevlar – EMBKVY-X (Y = 6, 8 ou 10); placas de fibra de vidro – EMBVDY-X (Y = 6, 8 ou 10); placas híbridas (vidro + kevlar) – EMBMX6-X. Neste caso, a letra X representa, como anteriormente, o número da placa sendo ensaiada. A letra Y representa os diferentes números de camadas das placas de fibras de carbono, kevlar e vidro. As placas híbridas foram fabricadas todas com 6 camadas, sendo as duas externas de vidro e as 4 internas de kevlar. Estas placas da Embraer se destinam ao estudo do efeito do tipo de material de reforço e da variação do número de camadas no comportamento ao impacto de materiais compósitos. Estes materiais foram escolhidos para serem testados pois são utilizados em áreas da fuselagem da aeronave ERJ-145, que sofrem constantemente a ação de impactos mecânicos de baixas energias. Estas áreas são mostradas nas duas fotografias da figura 3.13. Os impactos são oriundos, principalmente, de pedriscos da pista de rolagem das aeronaves e de eventuais batidas com ferramentas de manutenção e pequenas colisões diversas. 133 (a) (b) Figura 3.13 – Áreas da fuselagem da aeronave ERJ-145 que sofrem maior ação de impactos mecânicos de baixa energia e onde são empregados os materiais fornecidos pela Embraer para testes. 3.1.2.1 – Processo de fabricação O processo de fabricação utilizado pela empresa para produzir estes materiais foi por autoclave, com a utilização de sacos de vácuo. Foram empregados três tipos de préimpregnados, cada um com um diferente tipo de reforço. A designação de cada tipo de préimpregnado, o ciclo de cura e algumas das propriedades das matérias primas utilizadas, de acordo com as informações do fabricante dos pré-impregnados foram repassadas pela Embraer e estão listadas no Anexo II. Algumas informações importantes a respeito dos três sistemas de laminados estão destacadas na tabela 3.2. Por esta tabela pode-se perceber que, dentre os sistemas fabricados, aquele que apresenta uma maior número de filamentos de fibras de reforço por volume do compósito é o compósito reforçado por fibras de vidro. Sua concentração de filamentos chega a ser 2,3 e 3,2 vezes superior que a concentração especificada para os compósitos de fibra de carbono e de kevlar, respectivamente. Considerando que a faixa de fração volumétrica é praticamente a mesma para os três tipos de compósitos, este maior número de filamentos no compósito de fibras de vidro reflete um menor diâmetro médio de fibra. A concentração de filamentos, correlacionada com o diâmetro médio das fibras, é um parâmetro muito importante para a resistência ao impacto, sob o ponto de vista micromecânico. Um menor diâmetro de fibra, para uma mesma fração volumétrica, leva a um aumento da área de contato fibra/matriz, o que leva a uma melhor distribuição de tensões aplicadas ao compósito e que, por sua vez, leva a uma menor probabilidade da geração de danos (trincas na matriz, trincas nas fibras e trincamento interfacial fibra/matriz). 134 Tabela 3.2 - Algumas propriedades das matérias primas utilizadas para a fabricação das placas de compósito fornecidas pela EMBRAER. Tipo de reforço / Fração volumétrica (%) Filamentos contidos em 1cm2 Espessura de uma camada curada (mm) Massa nominal do tecido (g/m2) Tipo de trançado Carbono / 55~61 9,5 0,35 370 20 “eight hardness” kevlar / 50~65 7 0,23 170 10 “crowfoot” Vidro / 50~65 22,4 0,21 303 10 “eight hardness” 3.1.2.2 – Propriedades Mecânicas As características mecânicas destes compósitos, segundo o fornecido pelo fabricante dos pré-impregnados, estão listadas nas tabelas 3.3, 3.4 e 3.5. Os valores fornecidos para estas propriedades são os esperados para os laminados acabados, desde que o processamento da matéria-prima seja feito segundo o procedimento padrão. Tabela 3.3 – Propriedades mecânicas dos laminados em fibra de carbono produzidos pela Embraer. PROPRIEDADE AMBIENTE E TEMPERATURA VALORES ESPERADOS MÉTODOS DE Resistência à tração Ambiente seco Temperatura ambiente 688 MPa ASTM D3039 Módulo de elasticidade (tração) Ambiente seco Temperatura ambiente 58,6-79,3 GPa ASTM D 3039 Resistência à compressão Ambiente seco Temperatura ambiente 652 MPa ASTM D 695 Resistência ao cisalhamento interlaminar Ambiente seco Temperatura ambiente 618 MPa ASTM D 2344 DE TESTE TESTE 135 Tabela 3.4 – Propriedades mecânicas dos laminados em fibra de kevlar produzidos pela Embraer e utilizados nos ensaios de impacto. PROPRIEDADE AMBIENTE E TEMPERATURA VALORES ESPERADOS MÉTODOS DE Resistência à tração Ambiente seco Temperatura ambiente 473 MPa ASTM D3039 Rigidez em tração Ambiente seco Temperatura ambiente 30,5 GPa ASTM D 3039 Resistência à compressão Ambiente seco Temperatura ambiente 102 MPa ASTM D 695 Rigidez em compressão Ambiente seco Temperatura ambiente 21 GPa ASTM D 695 Resistência ao cisalhamento interlaminar Ambiente seco Temperatura ambiente 23 MPa ASTM D 2344 DE TESTE TESTE Tabela 3.5 – Propriedades mecânicas dos laminados em fibra de vidro produzidos pela Embraer e utilizados nos ensaios de impacto. PROPRIEDADE AMBIENTE E TEMPERATURA VALORES MÉTODOS DE DE TESTE ESPERADOS TESTE Resistência à tração Ambiente seco Temperatura ambiente 345 MPa ASTM D3039 Rigidez em tração Ambiente seco Temperatura ambiente 25 GPa ASTM D 3039 Resistência à compressão Ambiente seco Temperatura ambiente 241 MPa ASTM D 695 Rigidez em compressão Ambiente seco Temperatura ambiente 25 GPa ASTM D 695 Resistência ao cisalhamento interlaminar Ambiente seco Temperatura ambiente 345 MPa ASTM D 2344 Pode-se comparar cada um dos três sistemas pelas suas propriedades mecânicas, de acordo com o apresentado nas tabelas. Para cada propriedade apresentada nestas tabelas podese criar uma lista de quais placas, por reforço, apresentam os melhores valores de uma dada propriedade. Assim, têm-se: 136 Resistência à tração: carbono (688 MPa); kevlar (473 MPa) e vidro (345 MPa). Rigidez à tração: carbono (69 GPa); kevlar (30,5 GPa) e vidro (25 GPa). Resistência à compressão: carbono(652MPa); vidro(241MPa) e kevlar (102MPa). Rigidez à compressão: vidro (25 GPa) e kevlar (21 GPa). Carbono (n.d.) Resistência ao cisalhamento: vidro(345MPa); carbono(62MPa) e kevlar (23MPa). As placas produzidas com os pré-impregnados de fibras de carbono são as mais resistentes em tração e os compósitos reforçados por fibras de vidro são menos resistentes. Porém, em termos de resistência ao cisalhamento, os compósitos fabricados com fibras de vidro são muito mais resistentes do que os compósitos reforçados por fibras de carbono ou kevlar. Esta característica é desejável porque em impacto uma maior resistência a carregamentos “fora-do-plano” (“out-of-plane”), ou seja, carregamentos que não na direção das fibras de reforço, oferece uma maior resistência para o compósito [9, 26, 89]. 3.1.2.3 – Dimensões Para cada configuração enviada pela Embraer foram tomadas duas amostras ao acaso para a medição da espessura. Os gráficos das figuras 3.14, 3.15 e 3.16 mostram o perfil da espessura medida nas amostras de placas reforçadas por fibras de carbono, kevlar e vidro, respectivamente. Estes gráficos são semelhantes aos gráficos obtidos para as placas do CTA, mas, neste caso, a variação que pode ser observada nos valores da espessura é bem menor, sendo que não há tendência de regiões, ou pontos, de espessuras diferenciadas. 2,38 Espessura (mm) 2,36 EMBCB63 EMBCB64 Média 2,34 2,32 2,30 2,28 2,26 0 5 10 15 20 Posição de medida (a) (b) Figura 3.14 – Variação na espessura das placas de fibra de carbono, segundo definido pela figura 3.1: (a) para a configuração de 6 camadas e (b) para as diversas espessuras com reforço com fibra de carbono. 137 2,26 EMBKV103 EMBKV104 Média Espessura (mm) 2,24 2,22 2,20 2,18 2,16 2,14 0 5 10 15 20 Posição de medida (a) (b) Figura 3.15 – Variação na espessura das placas de fibra de kevlar, segundo definido pela figura 3.1: (a) para a configuração de 10 camadas e (b) para as diversas espessuras com reforço com fibra de kevlar. 2,46 Espessura (mm) 2,44 2,42 2,40 2,38 EMBKV103 EMBKV104 Média 2,36 2,34 0 5 10 15 20 Posição de medida (a) (b) Figura 3.16 – Variação na espessura das placas de fibra de vidro fabricadas pela Embraer, segundo definido pela figura 3.1: (a) para a configuração de 10 camadas e (b) para as diversas espessuras com reforço com fibra de vidro. As tabelas 3.6 a 3.9 apresentam os valores médios das espessuras, assim como os respectivos desvios padrão dos pontos de medição de espessura para cada amostra analisada. As placas da Embraer mostraram-se mais homogêneas do que as placas do CTA, como se pode ver pelo pequeno desvio padrão apresentado nos valores de espessura determinados. Isto já era esperado pois o processo de fabricação dos compósitos na Embraer é mais bem controlado e padronizado do que no laboratório do CTA. 138 Tabela 3.6 - Valor da espessura e respectivo desvio padrão das placas de fibra de carbono fornecidas pela Embraer. PLACA ESPESSURA (mm) DESVIO PADRÃO (mm) EMBCB6-3 2,292 0,021 EMBCB6-4 2,288 0,013 EMBCB4-7 1,529 0,010 EMBCB4-8 1,534 0,030 EMBCB3-3 1,168 0,014 EMBCB3-4 1,153 0,011 Tabela 3.7 – Valor da espessura e respectivo desvio padrão das placas de fibra de kevlar fornecidas pela Embraer. PLACA ESPESSURA (mm) DESVIO PADRÃO (mm) EMBKV10-3 2,199 0,026 EMBKV10-4 2,278 0,023 EMBKV8-3 1,842 0,014 EMBKV8-4 1,750 0,067 EMBKV6-7 1,374 0,013 EMBKV6-8 1,387 0,019 Tabela 3.8 – Valor da espessura e respectivo desvio padrão das placas de fibra de vidro fornecidas pela Embraer. PLACA ESPESSURA (mm) DESVIO PADRÃO (mm) EMBVD10-1 2,419 0,017 EMBVD10-3 2,432 0,011 EMBVD8-4 1,901 0,047 EMBVD8-5 1,940 0,010 EMBVD6-3 1,457 0,012 EMBVD6-4 1,452 0,010 139 Tabela 3.9 – Valor da espessura e respectivo desvio padrão das placas híbridas de fibra de vidro e kevlar fornecidas pela Embraer. PLACA ESPESSURA (mm) DESVIO PADRÃO (mm) EMBMX6-1 1,406 0,012 EMBMX6-4 1,277 0,078 Ao contrário do adotado para as placas do CTA, onde cada uma possui uma espessura média diferente das demais, para todas as placas da Embraer, de mesmo reforço e número de camadas, foi atribuído um único valor de espessura. Este valor representa a média obtida dos a partir das medidas feitas nas duas amostras analisadas, para cada configuração reforço/número de camadas, e que estão mostradas nas tabelas 3.6 a 3.9. Este valor médio é descrito quando se apresentam os dados de resistência ao impacto no item 5.1. Esta generalização dos valores das espessuras só foi possível devido ao pequeno desvio padrão obtido na medição da espessura em cada placa e pela pequena diferença entre as espessuras médias das amostras medidas. Dentre as propriedades repassadas pela empresa para estes materiais, está fornecida a espessura esperada de uma camada curada . Este valor pode ser comparado diretamente com as medidas de espessura feitas nas placas. Para cada configuração de reforço, tomou-se a média dos valores de espessura dividida pelo número de camadas em cada uma das amostras medidas. Este valor médio foi definido como representativo da espessura de uma camada curada, para o tipo de material em questão. A tabela 3.10 apresenta a comparação entre os valores obtidos pela medição direta nas placas com o valor fornecido pelo fabricante como sendo o esperado. Os resultados experimentais obtidos foram bem próximos aos fornecidos pela Embraer. Assim sendo, pode-se, de um modo indireto, inferir que o procedimento empregado para a produção dos compósitos reproduziu as condições ideais normatizadas pelos fabricantes dos pré-impregnados. 140 Tabela 3.10 – Comparação entre as espessuras das camadas laminadas e curadas prevista pelo fabricante e as medidas em laboratório, dos materiais fornecidos pela Embraer. ESPESSURA DE UMA CAMADA CURADA TIPO DE MATERIAL DE REFORÇO PREVISÃO DO FORNECEDOR (mm) MEDIDA EM LABORATÓRIO (mm) DIFERENÇA MÁXIMA (%) Carbono 0,35 0,38 0,002 9,1 kevlar 0,23 0,23 0,003 0,8 Vidro 0,21 0,24 0,001 14,8 Assim sendo, a partir dos valores das espessuras medidas em laboratório para cada uma das placas pode-se fazer uma análise da representatividade das informações passadas pelo fornecedor. Isto porque, pelos valores apresentados na tabela 3.10, pode-se concluir que as informações previstas pelo fornecedor são bem próximas às obtidas na prática, apesar do desvio máximo para os compósitos de fibra de vidro ter sido mais significativo. 3.1.2.4 – Aspecto microestrutural As análises microestruturais realizadas nas amostras da Embraer revelaram que tais compósitos possuem menos vazios e têm uma distribuição de reforço pela matriz melhor do que os materiais fabricados no CTA. A principal característica revelada destas amostras foi a comprovação da existência de uma grande diferença no diâmetro entre as fibras de kevlar, as fibras de carbono e as fibras de vidro. Esta diferença em diâmetro observada concorda bem com os dados fornecidos pelo fabricante, que estão constantes na tabela 3.2, e indicam que a fibra de vidro é, aproximadamente, 3 vezes menor do que as fibras de kevlar e 2 vezes menor do que as fibras de carbono. A micrografia da figura 3.17.a mostra a microestrutura de uma placa reforçada por fibras de carbono ampliada 1000x. Esta micrografia foi retirada numa região onde as fibras se alinhavam perpendicularmente ao plano de visualização. Esta foto é muito semelhante à micrografia da figura 3.11.b que mostra, numa mesma ampliação, a distribuição fibra/matriz para o compósito de carbono fabricado no CTA. As fibras mostram-se relativamente bem distribuídas na resina. 141 Figura 3.17 – Micrografia mostrando o aspecto da amostra EMBCB6-1 com 1000x de aumento. Como a amostra de kevlar apresentava um melhor contraste com aumento de 100x, este material foi escolhido para se fazer a análise da estrutura das placas da Embraer, com este aumento. As características apresentadas nesta micrografia são válidas para as outras placas. A figura 3.18.a mostra o aspecto microestrutural da amostra EMBKV10-1 ampliada 100x. Nesta imagem é visível o entrelaçamento dos diferentes filamentos de fibras, assim como a existência de regiões de maior concentração de matriz em volta destes, indicada pela seta n o1. Esta micrografia foi tomada na parte superior da amostra, próxima à superfície do compósito indicada pela seta no2, que apresenta uma pequena camada de matriz polimérica. Foi detectada uma pequena presença de trincas nas regiões de maior concentração de matriz, exemplificada pela seta 3, e alguns vazios como o indicado pela seta 4. Foi detectada a presença de algumas regiões de vazios neste compósito principalmente nas regiões de cruzamento de feixes de fibras onde, provavelmente, a resina não conseguiu atingir. Estão visíveis os diferentes filamentos de fibras se intercalando na estrutura do laminado tal como foi fabricado. É importante notar, através desta micrografia, que não é visível uma separação entre as camadas deste compósito, apesar de que a separação entre os diferentes filamentos ser bem distinguível. O reforço, sendo intercalado, diminui a existência de tensões de cisalhamento interlaminares diminuindo, assim, a ocorrência de delaminações. Porém, deve-se ressaltar que, para fibras de baixa resistência à compressão, o maior entrelaçamento pode levar a diminuição da resistência [26, 61]. 142 (a) (a) Figura 3.18 – Micrografias mostrando o aspecto da amostra EMBKV10-1 com: (a) 100x de aumento e (b) 1000x de aumento. A micrografia mostrada na figura 3.18.b mostra uma ampliação de 1000x deste compósito, novamente em uma região que possui as fibras distribuídas perpendicularmente ao plano de visão. Nesta micrografia nota-se que o diâmetro médio das fibras de kevlar é da ordem de 2 vezes maior do que o diâmetro das fibras de carbono. Os contornos destas fibras, que aparecem na micrografia, não são tão bem delimitado quanto o contorno das fibras de carbono. Isto está diretamente ligado à característica fratura irregular das fibras de kevlar em conjunção com a fase de preparação mecânica de desbaste e polimento para observação no microscópio [112]. A figura 3.19.a mostra uma micrografia ampliada 100x da amostra EMBVD8-1. É claramente visível, nesta figura, o menor diâmetro dos filamentos de feixes de fibra de vidro, que correspondem a um menor diâmetro destas fibras. Observa-se uma maior concentração de matriz entre os filamentos, envolvendo-os. Alguns vazios foram observados conforme indicados pelas setas. Não foi detectada uma grande presença de trincas neste compósito. A micrografia 3.19.b revela, com um aumento de 1000x, o menor diâmetro das fibras de vidro. Esta micrografia não apresenta o bom contraste que as demais apresentavam porque o índice de reflexão e absorção da luz pelas fibras de vidro e pela matriz epóxi serem próximos [1]. 143 (a) (b) Figura 3.19 – Micrografias mostrando o aspecto da amostra EMBVD8-1 com: (a) 100x de aumento e (b) 1000x de aumento. Considerando as micrografias das figuras 3.17.b, 3.18.b e 3.19.b, determina-se que o diâmetro médio das fibras de carbono, kevlar e vidro dos compósitos doados pela Embraer foram 12m, 24m e 8m, respectivamente. Estes valores são tomados aproximadamente de acordo com uma média de diâmetros medidos nas micrografias consultadas. A figura 3.20 mostra uma ampliação de 100x da estrutura interna do compósito híbrido com 2 camadas reforçadas com fibras de vidro e 4 camadas com fibras de kevlar. Figura 3.20 – Micrografia mostrando o aspecto da amostra EMBMX6-1 com 100x de aumento. 144 Está indicada na figura a separação entre a camada de compósito constituída com fibras de vidro, mais externa, e as camadas mais internas que são constituídas com fibras de kevlar. Também está indicada a metade do diâmetro de um filamento de fibras de vidro, Fvd(H), e metade de um filamento de fibras de kevlar, Fkv(H). A diferença entre o diâmetro dos filamentos indicados é de 2,62 [113]. Nota-se uma boa adesão entre as distintas camadas de reforço em vidro e em kevlar com uma maior quantidade relativa de matriz entre os filamentos nas camadas de kevlar. Não foram detectadas descontinuidades entre as camadas 145 3.1.3 – Materiais da ENMAC Dentre os materiais disponíveis para a realização dos ensaios, estes foram os únicos testados que não possuem a geometria padrão de placas de 7 7 polegadas. Perfis foram testados com o objetivo de se comparar a resposta ao impacto de duas configurações diferentes, escolhidas e fornecidas pelo próprio fabricante. As dimensões dos corpos de prova foram escolhidas de acordo com a maior facilidade de fixação no sistema de testes e menor gasto de material. Desta forma, foram realizados ensaios com perfis de 350mm de comprimento. A Enmac forneceu duas configurações de teste, as quais são especificadas pela empresa como sendo simétrica e não simétrica. Ambas possuem o aspecto externo tal como mostrado na figura 3.21.a. Uma aplicação prática deste material está mostrada na figura 3.21.b. A diferença entre as configurações testadas diz respeito à geometria do reforçamento que é utilizado nas mesmas, tal como revelado pelas micrografias apresentadas no item 3.1.3.4. (a) (b) Figura 3.21 – (a) Aspecto externo de um perfil pultrudado fabricado e fornecido pela Enmac, (b) utilização prática do perfil em escadas. 146 As amostras receberam os seguintes códigos de identificação: perfis simétricos - ENCSM-X (total de 5 perfis); perfis não simétricos – ENCNS-X (total de 5 perfis); Neste caso, a letra X representa os diferentes corpos de prova, de 1 a 5, para cada configuração. 3.1.3.1 – Processo de fabricação A empresa utilizou o processo de pultrusão para produzir os perfis doados. Neste caso, as fibras foram arranjadas diferentemente para oferecer os dois produtos testados. O fabricante dos perfis não forneceu mais detalhes, além dos comerciais, a respeito dos materiais utilizados para se produzir os perfis compósitos. Enquanto que os compósitos produzidos na Embraer podem ser comprados, ainda sob a forma de pré-impregnados, os perfis pultrudados só podem ser obtidos como produto final. Desta forma é de interesse para cada fabricante que a composição e dosagem da resina utilizada como matriz, e mesmo o tipo de fibra de reforço, sejam mantidas sob o controle da empresa. 3.1.3.2 – Propriedades mecânicas O fabricante forneceu alguns valores de propriedades mecânicas esperadas para seus perfis pultrudados. Estes valores estão listados na tabela 3.11 e são considerados como valores médios para todos os perfis produzidos pela empresa. Desta forma, estas informações devem ser utilizadas apenas como uma referência no que diz respeito à resistência mecânica dos perfis estudados. 147 Tabela 3.11 – Algumas propriedades mecânicas fornecidas para os perfis pultrudados produzidos pela Enmac [100]. PROPRIEDADES MÉTODO DE TESTE VALOR DA PROPRIEDADE (DIREÇÃO LONGITUDINAL) UNIDADE Tensão de ruptura (UTS) ASTM D 3039-76 850 MPa Rigidez (E) ASTM D 3039-76 48 GPa Resistência à compressão ASTM D 3410-87 794 MPa Módulo de compressão ASTM D 3410-87 40 GPa Resistência à flexão ASTM D 790-86 720 MPa Módulo de flexão ASTM D 790-86 39 GPa – 1,95 g/cm3 Massa específica () 3.1.3.3 – Dimensões Os perfis são fornecidos dentro de dimensões determinadas pelo processo de fabricação, porém variações podem ser percebidas. Mediram-se, com o auxílio de um paquímetro, as dimensões de todos os perfis testados. As medidas foram tomadas de acordo com o desenho esquemático mostrado na figura 3.22. Foram realizadas medições nas duas extremidades de todas as amostras, em dois pontos diferentes para cada dimensão. Figura 3.22 – Esquema da tomada das dimensões dos perfis pultrudados fabricados pela Enmac. 148 Os valores médios obtidos para todos os perfis concordam, dentro de um erro experimental, com as dimensões fornecidas pela empresa. Como as dimensões são praticamente iguais entre os dois perfis, a não ser de algumas variações de caráter aleatório, a tabela 3.12 apresenta os valores médios dos dois grupos de perfis: simétricos e não simétricos. O desvio em torno das medidas também é mostrado. Tabela 3.12 – Dimensões dos perfis de fibra de vidro da Enmac fornecidas pelo fabricante e respectivos desvios padrão determinados experimentalmente. L1 (mm) L2 (mm) L3 (mm) e1 (mm) 350 5 * 90 3,5 30 0,3 5 0,08 * - desvio relativo ao erro no procedimento de corte. e2 (mm) 3,3 0,12 3.1.3.4 – Aspecto microestrutural Amostras para observação microestrutural foram retiradas de um perfil simétrico e de um perfil não simétrico. Estas amostras foram preparadas segundo os procedimentos normais da análise microestrutural de ligas metálicas, também empregados para a análise dos materiais do CTA e da Embraer. Neste caso, algumas características intrínsecas do processo de pultrusão foram bem reveladas pela observação destas amostras. A figura 3.23 mostra as microestruturas dos perfis simétrico e não simétrico retiradas de amostras cortadas longitudinalmente ao compósito. A primeira característica diferenciadora entre os dois tipos de perfis foi a existência de um diferente número de regiões de reforço. Enquanto que nos perfis simétricos existem duas regiões de maior concentração de reforço, indicadas pelas setas número 1 na figura 3.23.a, nos perfis não simétricos só foi observada uma única região de maior concentração de reforço., na figura 3.23.b. As duas regiões de maior reforço do perfil simétrico são separadas por uma camada de maior concentração de matriz, indicada na figura 3.23.a pela seta número 2. Pelo processo de fabricação, estas regiões foram isoladas do restante do volume do compósito pela introdução conjunta de um tecido de faceamento, conforme ilustrado pela 149 figura 1.11. Porém isto não impede a presença de fibras nas regiões externas, mais ricas em matriz. Através das figuras, pode-se notar, também, o grande número de porosidades na estrutura dos perfis. Tais porosidades são decorrentes do processo de fabricação. Duas destas porosidades estão indicadas pelas setas número 3. A rápida cura da resina também foi responsável pela presença de trincas observadas na microestrutura dos perfis. As trincas são provenientes dos intensos gradientes térmicos a que são submetidos os perfis durante a cura: ao se resfriar o material este se contrai criando tensões residuais em sua estrutura o que leva à geração de trincas pela ruptura da matriz. A figura 3.23.b mostra uma trinca se estendendo ao longo da superfície superior da amostra. (a) (b) Figura 3.23 – Micrografias mostrando o aspecto dos perfis pultrudados fornecidos pela Enmac com uma ampliação de 25x: (a) simétrico e (b) não simétrico. 150 3.2 – Métodos de observação de dano Alguns métodos de observação de dano foram utilizados para se registrar a configuração dos danos gerados na amostra. A utilização destas informações é de caráter qualitativo e serviram para ilustrar melhor o comportamento dos compósitos ao nível de resposta a impacto. Foram empregadas três técnicas diferentes sendo duas baseadas na análise visual das amostras e uma baseada na análise por raios-X. Todas as técnicas empregadas podem ser classificadas como não destrutivas. Técnicas de análise de dados de caráter destrutivas não foram empregadas, para isso se conta com os dados gerados pelos ensaios de impacto. 3.2.1 – Fotografias O acompanhamento visual das amostras, durante os ensaios de impacto, foi realizado por meio de uma máquina fotográfica Nikon profissional equipada com uma lente de Zoom. Esta câmera foi instalada sobre um tripé colocado ao lado do sistema de testes tal como mostrado na figura 3.24. Figura 3.24 - Fotografia mostrando o arranjo experimental montado para registrar a evolução do aspecto externo de danos por meio de fotografias das amostras sendo testadas em impacto. 151 A máquina fotográfica é posicionada e regulada de tal forma que a amostra esteja constantemente focalizada e a máquina preparada para registrar o atual aspecto externo da placa testada. A placa é iluminada, no momento do registro fotográfico, por meio duas lâmpadas de fotografia posicionadas lateralmente ao sistema de testes. Uma delas é mostrada, também, na figura 3.24. Inicialmente foi utilizado apenas um abajur o que proporcionava uma iluminação tal que, a regulagem da abertura e velocidade de exposição da câmera dificultaram a tomada de fotos com uma boa profundidade de campo, isto é, de bom foco. Para corrigir esta limitação, outro abajur teve que ser utilizado para que os parâmetros de iluminação, abertura e velocidade da câmera pudessem proporcionar fotos com melhor qualidade de foco. 3.2.2 – Fractografias A configuração final que pode ser observada para a região de fratura é tomada por meio de um “scanner” de mesa que varre a superfície da amostra fraturada gravando a configuração de sua fratura em um arquivo de imagem (tipo *.JPG) em disco. No caso das placas, estas foram posicionadas sobre o “scanner” apoiada nas suas extremidades de tal forma que a superfície da fratura não tocasse a superfície do aparelho, o que poderia danificar a qualidade e representatividade da imagem obtida, tal como mostra a figura 3.25. Os perfis não precisaram ser apoiados porque a sua geometria permite que sejam “scanneados” sem que as suas superfícies de fratura toquem a superfície do aparelho. A tomada da imagem da superfície de fratura na superfície diretamente impactada não necessitou de apoios para qualquer das amostras porque não há superfícies salientes de fratura nesta posição. Figura 3.25 – Esquema mostrando como se realizou o “scanneamento” da superfície de fratura das placas impactadas. 152 A escolha do registro por meio de um “scanner” visa simplificar a operação de registro da superfície de fratura tendo em vista que a profundidade de varredura do “scanner” é suficientemente grande para este tipo de operação e que a utilização de fotografias convencionais não teriam a mesma versatilidade no que diz respeito ao ajuste do brilho e contraste da imagem final obtida. Muitas amostras tiveram que ter o brilho e o contraste de sua imagem alterados digitalmente para que pudesse ser oferecido uma imagem de fratura com uma boa qualidade de detalhes. Este ajuste foi necessário, principalmente nas amostras reforçadas com fibras de carbono que são muito escuras. 3.2.3 – Raios-X As análises por raios-X foram realizadas nas placas de compósito opacas, ou seja, nas configurações de reforço por carbono (material do CTA e da Embraer) e nas placas de reforçadas com kevlar (Embraer). Os perfis estruturais fornecidos pela ENMAC também foram radiografados pois, apesar de serem reforçados com vibras de vidro, que são transparentes, a matriz polimérica é intensamente colorida por um pigmento laranja, o que dificulta a observação direta dos danos. Como não há uma conformidade nos parâmetros de ensaios relatados na bibliografia, no que diz respeito ao emprego dos raios-X [114], recorreu-se ao setor de ensaios nãodestrutivos do Centro de Desenvolvimento da Tecnologia Nuclear para a realização deste trabalho. Foi-se utilizada uma máquina de raios-X industrial PICKER ANDREX com ampola de 160kV de potência máxima. A escolha desta máquina se deu por dois motivos: disponibilidade do equipamento no centro de pesquisas e busca da adequação para se trabalhar com materiais compósitos de um equipamento industrial utilizado normalmente para ensaios em metais. A amostra CTAUNI-1 foi escolhida para se fazer a calibração dos parâmetros de raiosX. Esta amostra foi recortada em várias tiras que foram empilhadas em escada e radiografadas de modo a fornecer diferentes tipos de irradiação sobre o filme fotográfico. Pelo correlacionamento do grau de irradiação sobro o filme, obteve-se uma primeira idéia dos 153 parâmetros a serem utilizados nos ensaios. Mais testes se seguiram, irradiando-se amostras já fraturadas, para se calibrar os parâmetros a fim de se obter o melhor contraste possível nos filmes radiográficos. Os parâmetros otimizados que foram empregados para realizar os ensaios de raios-X estão descritos a seguir, de acordo com o material observado. Para os perfis da ENMAC: corrente de operação, IO = 3 mA; voltagem de operação, VO = 100 kV; tempo de exposição, texp = 3 minutos. Para as placas de fibra de carbono e kevlar: corrente de operação, IO = 3 mA; voltagem de operação, VO = 80 kV; tempo de exposição, texp = 3 minutos. A distância utilizada da fonte de raios-X ao filme radiográfico foi de 75cm em todos os casos. A amostra foi posicionada sempre diretamente sobre o filme o que não altera muito a distância fonte-amostra-filme porque as amostras possuem espessura máxima de apenas 0,49cm. O filme radiográfico utilizado foi o filme Kodak Industrex M Film de dimensões 11,543 cm e que é normalmente utilizado para ensaios radiográficos industriais. O tempo de revelação em sala escura foi de 3 minutos a 24o C, utilizando-se tanto o revelador como o fixador Kodak GBX padrão para este tipo de trabalho. Os registros por raios-X obtidos se assemelham aos negativos de fotografias convencionais. Para a melhor documentação dos resultados deste ensaio, as imagens contidas nas chapas de raios-X foram passadas para um filme fotográfico. Neste caso, a chapa dos raios-X foi posicionada, dentro de uma sala escura, por sobre um filme fotográfico convencional não revelado. O conjunto foi iluminado de tal forma que uma certa quantidade de luz passa através da chapa sensibilizando o filme fotográfico abaixo que é posteriormente revelado. 154 CAPÍTULO 4 C ONSTRUÇÃO E O PERAÇÃO DO S ISTEMA DE T ESTES Devido à diversidade de geometrias e formatos de estruturas que podem ser testadas, além da existência de diferentes objetivos específicos, inúmeros procedimentos de testes de impacto em compósitos têm sido utilizados sem que haja uma norma ou procedimento universalmente seguido para este tipo de caracterização [127]. Dentre os tipos de ensaios existentes, o ensaio de impacto por queda de peso foi o escolhido para a realização dos ensaios de impacto neste trabalho. Esta escolha se baseou em três pontos. Primeiramente, tal como apresentado pelas tabelas 2.6 e 2.7, este é o ensaio de maior utilização, dentre os ensaios de impacto, para se estudar o comportamento de materiais compósitos. Esta maior utilização reflete uma maior quantidade de dados disponíveis para futura comparação entre o comportamento dos materiais testados neste trabalho e a bibliografia. Em segundo lugar, este é um ensaio de mais fácil implementação do que os outros tipos de ensaio. Ao mesmo tempo é um ensaio mais representativo de uma condição de dano real em uma estrutura, por abranger uma área maior, do que outros ensaios de impacto mais simples, como por exemplo o ensaio Charpy. Finalmente, este tipo de ensaio é de mais fácil instrumentação do que outros ensaios, que requerem montagens mais complexas. Ensaios de carregamento quase-estáticos possuem uma maior facilidade para a instrumentação dos ensaios e uma maior disponibilidade de equipamentos. Entretanto, estes ensaios, apresentam uma limitada faixa de extensão de uso de seus resultados para condições de impacto dinâmicas que ocorrem na utilização de engenharia dos compósitos. Além destes três pontos, como complementação, pode ser mencionado que este sistema de ensaios também poderá ser utilizado, praticamente sem alterações, não só para compósitos mas também para o estudo com outros tipos de materiais. Ensaios semelhantes são utilizados para metais e plásticos [102, 103, 128]. Além disso, existe a possibilidade de realizar comparações entre o comportamento de outros materiais, como por exemplo, entre placas metálicas, cerâmicas, poliméricas e/ou compósitas. 155 Os trabalhos experimentais que usaram esta metodologia se basearam em equipamentos comerciais ou em montagens de laboratório, tal como mostrado na tabela 2.6. As características dos ensaios de impacto por queda de peso com equipamentos comerciais e laboratoriais já foram discutidas no item 2.4.3, e a escolha de um sistema de testes laboratorial foi a facilidade de sua implementação a um custo mais baixo. O ensaio de impacto por queda de peso aqui apresentado objetiva a simulação de impactos produzidos por objetos relativamente pesados (acima de 100 g) a velocidades mais baixas (até 10 m/s) sobre estruturas em compósito. O impactador, neste caso, fica sujeito à força da gravidade, caindo em queda livre e atingindo a placa com uma certa velocidade, ou energia, deduzida a partir da altura inicial de queda. 4.1 – Projeto e montagem do sistema de testes de impacto De acordo com os parâmetros utilizados nas referências bibliográficas, foram sendo selecionadas as características da máquina de ensaios por impacto a ser montada. O projeto da mesma foi subdividido em quatro partes para facilitar o seu dimensionamento e montagem. Cada subsistema necessita de certas características para proporcionar um bom funcionamento, confiabilidade e repetitividade nos resultados dos ensaios. As características destes subsistemas podem ser resumidas pelo apresentado na tabela 4.1. Tabela 4.1 – Subsistemas que compõe o projeto da máquina de ensaios de impacto por queda de peso. SUBSISTEMA DESCRIÇÃO CARACTERÍSTICAS Superestrutura Onde estão apoiadas e montadas as outras partes da máquina e que serve de suporte rígido para a execução dos ensaios. Rigidez, estabilidade e grande inércia. Sistemas auxiliares São constituídos pelo eletroímã para fixação e liberação do impactador, pelo sistema de cabos de guia do impactador e pelo “porta corpo de prova”. Força magnética estável (eletroímã), baixo atrito e rigidez (cabos guia). Impactador Uma célula de carga com uma extremidade de formato arredondado, propício para a realização dos ensaios de impacto. Dureza, tenacidade, boa correspondência entre força aplicada e sinal adquirido, resistência às cargas de impacto aplicadas. Sistema de aquisição de dados Composto de três equipamentos: um condicionador de sinais, um osciloscópio e um microcomputador com placa de aquisição de dados. Sensibilidade, precisão, capacidade de aquisição de dados em curtíssimos períodos de tempo. 156 A seguir será feita uma descrição mais detalhada das etapas do projeto, construção e/ou montagem destes quatro subsistemas que compõe a máquina de ensaios 4.1.1 – Superestrutura A superestrutura, representada esquematicamente na figura 4.1, e mais precisamente na figura 4.2, foi montada nas instalações da oficina mecânica do DEMET/EM/UFOP. Uma armação metálica foi dimensionada de tal forma que permitisse ensaios com a queda de impactadores a um máximo de 1,50 m. Nesta armação metálica, foram soldados os parafusos de fixação da base do porta-amostras Para aumentar a rigidez e a inércia da superestrutura da máquina, a parte inferior da estrutura metálica foi “chumbada” ou engastada numa base de concreto moldada à sua volta. Ao final, a superestrutura da máquina ficou com uma massa de aproximadamente 200 kg, considerada suficiente para a realização de ensaios de impacto com impactadores de no máximo 2kg e caindo de uma altura de 1 m. Figura 4.1 – Esquema da máquina de impacto montada para a realização de ensaios de impacto por queda de peso. 157 Figura 4.2 – Desenho de projeto em perspectiva isométrica do sistema de testes de impacto montado para a realização de ensaios de impacto por queda de peso. São representados a superestrutura, os sistemas auxiliares e o impactador. 158 4.1.2 – Sistemas auxiliares Os sistemas auxiliares foram construídos ao mesmo tempo em que a superestrutura, também na oficina mecânica do DEMET/EM/UFOP. Estes se compõem de 2 braços metálicos, de dois cabos de guia e do eletroímã (vide figura 4.1). O braço metálico superior destina-se à fixação dos cabos de guia para a queda do impactador. Os cabos guia são mantidos tensionados por meio de esticadores. Este braço é mantido numa posição fixa, preferencialmente a mais elevada possível, a fim de não limitar a altura de posicionamento do outro braço que suporta o eletroímã. Este segundo braço destina-se à fixação do eletroímã, que serve para segurar o impactador antes do ensaio e para liberá-lo automaticamente sem perdas de energia no momento de realização do impacto. Com esta montagem a altura de liberação do impactador pode ser variada de modo que a energia e a taxa de impacto do ensaio podem ser alteradas. O porta-amostras é composto de uma placa de aço de 40mm 30mm 11/2 polegadas, sobre a qual são colocadas as placas a serem testadas. Estas são afixadas, entre duas molduras de borracha, por uma peça superior, também em aço, conforme mostrado na figura 4.3.a. O porta-amostras foi especificado para travar, na posição de teste, placas quadradas de 7 polegadas de lado de tal forma que uma área de 5 5 polegadas permanecesse livre de apoio. Este tipo de suporte está em concordância com os encontrados na pesquisa bibliográfica (tabela 2.6). A afixação é feita por meio de quatro parafusos que podem ser apertados manualmente, parafusos dotados de “borboletas”, ou por meio de ferramentas. Também foram especificados suportes para perfis pultrudados em “U”. Estes suportes são constituídos de dois apoios metálicos que são colocados sobre a placa de aço principal. Sobre estes suportes é colocado o perfil a ser testado e depois as extremidades são afixadas por duas peças de aço, conforme mostradas na figura 4.3.b. Apesar de não ser mostrado na figura 4.3.b, o perfil é intercalado por quatro pedaços de borracha, dois em cada extremidade, para se evitar qualquer dano pelo contato direto do perfil com o metal. O eletroímã, especificado no DEMET/EM/UFOP, compõe-se de uma bobina, um núcleo cilíndrico externo e um interno e que estão conectados magneticamente. Este conjunto forma um imã tipo “ferradura” que tem o seu circuito magnético fechado ao se encostar a placa de fixação do impactador na sua parte inferior, conforme ilustra a figura 4.4. 159 A bobina deste eletroímã é constituída por um enrolamento de 1500 espiras de fio de cobre bitola #28 em torno do núcleo interno. É pelos fios da bobina que passa a corrente de indução do campo magnético que segura o impactador. A tensão e a corrente de operação são 5 V e 0,1 A, respectivamente. (a) (b) Figura 4.3 – Desenho esquemático dos sistemas de porta-amostras utilizados (a) para fixar as placas e (b) para fixar os perfis que são testados na máquina de impacto por queda de peso. Sendo um indutor, este eletroímã possui um certo valor característico de indutância, que é a propriedade de um circuito elétrico em oferecer oposição a qualquer mudança na circulação da corrente. A indutância é medida em Henry: uma bobina, com indutância de 1 Henry, armazena ½ Joule de energia elétrica quando uma corrente de 1 ampere está passando por esta. A relação entre a energia acumulada em um indutor L percorrido por uma corrente i é dada pela seguinte equação [129]: E = ½ L i2 (4.1) A indutância do eletroímã foi determinada, pela medição com um indutômetro, como sendo igual à: 198,7mH, para o circuito magnético aberto e núcleo dentro da bobina; 160 196,9mH, para o circuito magnético fechado e núcleo dentro da bobina; 112,6mH, para o circuito magnético aberto e núcleo fora da bobina; 114,0mH, para o circuito magnético fechado e núcleo fora da bobina. O valor em negrito corresponde à condição de operação normal do eletroímã quando o mesmo mantém o impactador seguro. Desta forma, a energia desenvolvida pelo eletroímã e que é necessária para segurar o impactador de 765 g, vale E = ½ (196,910-3) (0,1)2 = 9,8510-4 Joules. Figura 4.4 – Desenho esquemático do eletroímã utilizado para manter e liberar o impactador para queda livre na realização dos ensaios de impacto. 4.1.3 – Impactador O impactador na realidade é uma célula de carga com uma das extremidades arredondada conforme mostra a figura 4.5.a. Esta célula de carga foi concebida, especialmente para esta aplicação, no setor de metrologia e ensaios do CDTN/CNEN. O elemento sensor da célula de carga foi projetado para receber e transmitir a força de impacto a extensômetros. Estes são criteriosamente posicionados no interior da célula formando uma ponte de Wheastone e para maximizar o sinal de saída e minimizar os efeitos indesejáveis, tais como ruídos devidos a eventuais carregamentos laterais. 161 Para atuarem como elementos sensores foram escolhidos os extensômetros do tipo ED-DY-125BT-350 da Measurements Group Inc. Estes extensômetros são projetados para serem utilizados somente em aplicações de medidas de deformações dinâmicas e possuem um alto ganho. Foi adotada a ligação em ponte completa, com dois extensômetros ativos e dois extensômetros colocados em uma região não sujeita à deformação, para atuarem como compensadores para variações de temperatura. Os extensômetros foram posicionados dentro do furo de raio de 15mm da célula de carga, conforme indicado pelas quatro setas da figura 4.5.a. Este posicionamento dado aos strain-gages também garante que estes sensores captem melhor o nível de forças aplicadas ao impactador, ao mesmo tempo em que se garante a sua sensibilidade e precisão quando se tomam majoritariamente só os esforços de compressão ou de tração na ponta do impactador/célula de carga [130]. Depois de preparada a superfície do furo, os extensômetros foram colados com adesivo à base de resina epóxi, conforme recomendado por normas [131], e soldados aos respectivos terminais. Posteriormente, esta instalação foi protegida com o revestimento fornecido pelo fabricante. (a) (b) Figura 4.5 – (a) Projeto da célula de carga utilizada como impactador e (b) impactador montado tal como utilizado para a realização dos ensaios. 162 Para garantir uma boa dureza e razoável tenacidade para o impactador escolheu-se como material de confecção desta célula de carga o aço SAE 4340, normalizado a 870oC, temperado em óleo e revenido a 400oC, de forma a apresentar uma dureza ao redor de 47HRc. Numa das extremidades da peça foi executada uma rosca para a fixação de uma placa metálica circular destinada ao contato magnético com o eletroímã. Na outra extremidade da célula, conforme mostra a figura 4.5.a e 4.5.b, foi usinada uma calota esférica de ½polegada de diâmetro. Esta calota, com tais dimensões, é a ponta do impactador, ou superfície de contato em impacto, mais costumeiramente encontrada na pesquisa bibliográfica, mesmo para outros tipos de ensaios de impacto que não o de queda de peso, conforme descrito na tabela [2.7]. A célula de carga foi blindada eletromagneticamente e protegida contra danos mecânicos inerentes ao tipo de teste a que se destina. Na blindagem foram soldadas quatro hastes de guia que possuem furos onde são encaixadas buchas de teflon. Por estas buchas é que são passados os cabos utilizados como guia para o impactador, conforme esquematiza a figura 4.5.b. Os cabos são posicionados de tal modo que a célula, após ser liberada pelo eletroímã, desce em queda livre verticalmente até o centro da placa afixada no porta-amostras na base da máquina. A massa total do conjunto impactador/célula de carga foi de 765g. Esta massa é utilizada em conjunto com a altura de queda para se calcular a energia incidente no ensaio realizado. Deve-se notar que as dimensões da área livre de apoio das placas, 5 5 polegadas, são cerca de dez vezes maior do que o diâmetro do impactador. Esta relação foi empregada, também, para experimentos onde o diâmetro do impactador não era necessariamente de ½ polegada, como por exemplo no trabalho de Pavier e Clarke [101]. É provável que esta relação dimensional entre o tamanho do impactador e a área de livre apoio, esteja baseada em alguma característica dinâmica que tem este sistema e que não é mencionada em nenhum trabalho experimental. Deve-se lembrar do trabalho de Sun e Chattopadhyay [84], que aponta para uma relação geométrica semelhante, entre a espessura do material testado e seu comprimento, para se tornar os efeitos de absorção de energia do impactador sempre constantes. Também o fator da representatividade das condições de contorno deve ser considerado. Sjöblom et al. [93] chamam a atenção para as dificuldades em se comparar os efeitos práticos dos danos provocados pela queda de uma ferramenta de manutenção e pela 163 incidência de granizo sobre a fuselagem de uma aeronave: tendo condições de contorno diferentes, o comportamento será diferente. É bem provável que a manutenção da relação de 10 para 1, entre o tamanho da área livre da amostra a se impactar com o tamanho da ponta do impactador, seja uma prática já consagrada entre os pesquisadores na tentativa de se compatibilizar os resultados dos diferentes ensaios de impacto com materiais compósitos. 4.1.4 – Sistema de aquisição de dados O sistema de condicionamento de sinal e aquisição de dados, visto esquematicamente na figura 4.6, foi o mesmo utilizado no Centro de Desenvolvimento de Tecnologia Nuclear (CDTN) para a instrumentação de uma máquina de ensaios de impacto Charpy [132]. Trata-se de um sistema já completamente testado e aprovado para esta aplicação e que possui uma boa confiabilidade e segurança. Figura 4.6 – Esquema do sistema de condicionamento e aquisição de dados digital da máquina de impacto por queda de peso. Para a alimentação da célula e o condicionamento de sinais, utilizou-se o sistema 2400 da Measurements Group Inc, que é conectado à célula de carga através de um cabo coaxial de 6m de comprimento. Este sistema é composto de fontes e amplificadores programáveis por software, através da interface RS232 ou IEEE-488 (GPIB), e é apropriado para medidas dinâmicas, uma vez que possui uma resposta de freqüência de 0 a 100 kHz a +3 ou –0.2 dB. 164 Este sistema é controlado por um microcomputador através de uma interface IEEE-488 e de um software específico fornecido pelo fabricante do equipamento. Através deste microcomputador, pode-se ajustar o ganho do amplificador, os filtros utilizados e a tensão da fonte de alimentação. Em todos os ensaios, foram utilizados os seguintes parâmetros do Sistema 2400: tensão de alimentação: 2,00 Volts; filtro: 10kHz; ganho: 1000. A aquisição de dados é realizada através do uso de um osciloscópio digital de 150 MHz, Hewlett Packard, modelo 54500A. Este osciloscópio possui conversor A/D de 8 bits que digitaliza o sinal e memórias que armazenam os sinais apresentados na tela. Possui gatilhamento ajustável, o que permite medir o sinal exatamente após o impacto. Todo o sinal adquirido pelo osciloscópio pode ser lido pelo microcomputador através da interface IEEE488. O sinal lido é armazenado em disco em arquivos do tipo *.CSV (comma separated values), que então podem ser lidos por um software de tratamento de dados, gráfico e estatístico, para obter-se os parâmetros de interesse do ensaio. As figuras 4.7 a 4.9 mostram detalhes do sistema de teste montado, assim como detalham alguns dos equipamentos utilizados nos ensaios. (a) (b) Figura 4.7 – (a) Detalhe do impactador/célula de carga em operação e (b) o impactador em cima de uma mesa mostrando o cabo de 6m de comprimento que é conectado ao sistema de aquisição de dados. 165 (a) (b) Figura 4.8 – (a) Sistema de aquisição de dados e (b) detalhe do osciloscópio digital mostrando uma curva de potencial elétrico da célula de carga (conversível em força) versus tempo. (a) (b) Figura 4.9 – Fotografias mostrando: (a) operação com o sistema de ensaios onde o executor do ensaio controla a fonte de alimentação do eletroímã e coloca o osciloscópio em condição de tomada de dados; (b) detalhe mostrando uma placa de alumínio perfurada, neste caso após 4 impactos a 1m de queda. 166 4.2 – Calibração da célula de carga Uma calibração estática foi realizada submetendo-se a célula de carga/impactador a carregamentos compressivos em uma máquina Universal de testes Instron. Utilizou-se como referência uma célula de carga calibrada e aferida com fundo de escala de 500 kgf. As cargas foram aplicadas de 0 a 100 kgf em intervalos de 10 kgf. O desbalanceio na ponte de Wheastone da célula de carga foi detectado através da medição do potencial elétrico gerado por um milivoltímetro. Esta primeira calibração foi realizada antes da célula de carga/impactador ser lacrada, com a finalidade de se verificar a existência de uma correlação linear bem definida entre a tensão lida (em mV) com carga aplicada (em kgf). Foram feitas seis seqüências de carregamento, três ascendentes e três descendentes. A linearidade do comportamento da célula de carga foi verificada, sendo a dispersão dos dados muito pequena conforme verificado pelo valor coeficiente de correlação linear R (=0,9999). Verificada a linearidade da dependência carga versus tensão, a célula de carga/impactador foi lacrada e então conectada ao sistema de aquisição de dados. Duas novas calibrações foram realizadas, desta vez lendo os valores de tensão pelo sistema de aquisição de dados. O ciclo de carregamento foi o mesmo (de 0 a 100 kgf de 10 em 10 kgf) porém manteve-se constante a carga de compressão aplicada pela máquina por um determinado período de tempo. Curvas de tensão versus tempo foram assim geradas e lidas pelo osciloscópio, tal como apresentadas pelo gráfico da figura 4.10.a., para uma força de compressão de 50 kgf (490 N). Estes gráficos foram analisados em um software apropriado e para cada valor de carga um valor respectivo de tensão média e desvio padrão foram definidos. Os valores de tensão média foram utilizados para se obter a relação entre a força aplicada e a tensão lida. Estas duas calibrações foram feitas com um intervalo de tempo de 6 meses e as respectivas relações lineares entre a tensão lida e a carga correspondente foram obtidas por regressão, em computador, dos pontos lidos. 1a calibração: Carga aplicada (N) = 1287 Tensão lida (V) + 5,178 R = 0,9999; (4.2) 167 2a calibração: Carga aplicada (N) = 1326 Tensão lida (V) + 9,287 (4.3) R = 0,9999; Nota-se que em ambas as calibrações, uma relação linear bem definida é obtida, como determinado pelos valores de R obtidos para cada regressão. Existe uma diferença no termo linear entre as duas calibrações, igual a 3,03%. Esta diferença provavelmente provém das pequenas deformações plásticas que vão se acumulando na célula de carga, à medida que esta é utilizada. Também existem os fatores da imprecisão do carregamento na máquina de testes, da variação na amplificação do sinal e dos ruídos do sistema de aquisição de dados, como será visto no final deste capítulo. Em todo o caso, não é esperado que o parâmetro linear obtido nas duas calibrações tenha variado abruptamente e sim mudado suavemente até o valor final. 1000 0.39 800 Carga aplicada (N) Tensão lida pelo osciloscópio (V) 0.40 0.38 0.37 600 400 200 0.36 0 0.35 0.0000 0.0005 0.0010 Tempo de leitura (s) (a) 0.0015 0.0020 -0.1 0.0 0.1 0.2 0.3 0.4 0.5 0.6 0.7 0.8 Tensão lida pelo osciloscópio (V) (b) Figura 4.10 – (a) Variação da tensão lida para a aplicação de uma carga constante de 50Kgf sobre a ponta do impactador/célula de carga. A linha vermelha cheia representa a média (0.37601) e as tracejadas as variâncias (0.0056). (b) Dependência entre a tensão lida pelo sistema de aquisição de dados e a força aplicada sobre a ponta do impactador/célula de carga utilizada nos ensaios de impacto. Nas transformações entre tensão elétrica lida da célula de carga/impactador e carga aplicada usou-se a primeira relação linear obtida porque muitos dos dados foram analisados antes da 2a calibração, o que inviabilizaria o uso de um valor médio, por exemplo. O gráfico 168 da dependência entre a carga aplicada sobre o impactador/célula de carga e a tensão lida pelo sistema de aquisição de dados está mostrado na figura 4.10.b. A variância do sinal foi estimada pelo desvio padrão de 9 curvas de tensão lidas em função do tempo, para cargas constantes, tal com aquela mostrada na figura 4.10.a. Foram tomadas curvas com valores de carga aplicada iguais a 10, 20, 30, 40, 50, 60, 70, 80 e 90kgf (98,1 a 883N). O desvio padrão médio destas 9 curvas foi igual a 0,00564V, não havendo dependência deste desvio com o nível de carga aplicada. Considerando a relação linear 4.3, este valor de 0,00564V corresponde a um valor de desvio igual a 16,76 N. Para uma curva de força versus tempo com carga máxima em torno de 1500N (valor típico das curvas obtidas experimentalmente) este desvio corresponde à aproximadamente 1% dos valores calculados, o que é um erro consideravelmente pequeno. Para a aplicação dos resultados desta calibração estática para a tomada dinâmica de dados, partiu-se do pressuposto que a relação obtida (equações 4.2 e 4.3) não apresentariam modificações com as maiores taxas de carregamento características dos ensaios de impacto. Este pressuposto é baseado nos trabalhos experimentais realizados por Quinan [132] que instrumentou um cutelo de uma máquina Charpy e mostrou que a mesma apresentou o mesmo tipo de relação entre força aplicada e tensão lida para carregamentos estáticos e dinâmicos. Além disso, um resultado numérico mostrado no final do item 4.4 indica que a aproximação de se considerar a resposta dinâmica da célula de carga como sendo igual à sua resposta estática é satisfatória. 4.3 – Procedimento de ensaio A realização dos ensaios é relativamente simples e, devido à rapidez de cada ensaio individualmente, o sistema mostra-se apto também para executar estudos de fadiga por impacto. Aqui será descrito o procedimento para a realização dos ensaios. 1o) Montam-se todos os componentes da máquina para a realização dos ensaios: introduz-se a placa ou perfil a ser testado no porta-amostras (fig. 4.4), travandoo, passam-se os cabos de guia do impactador pelas suas hastes de guia (fig. 4.5.b), fixam-se os cabos de guia no porta-amostras, tracionam-se os cabos de 169 guia por meio dos esticadores (mostrados na fig. 4.1), deixando-os tensionados e regula-se a altura do braço do eletroímã para a altura desejada para o ensaio. 2o) Acoplam-se todos os componentes, o computador, o condicionador de sinais, o osciloscópio, o impactador/célula de carga e a fonte de alimentação do eletroímã entre si (fig. 4.6 e fig. 4.8). 3o) Liga-se o condicionador de sinais, osciloscópio e computador nesta seqüência, carregando-se os softwares para a aquisição de dados e fazendo o balanceamento do sistema. 4o) Regulam-se as escalas vertical e horizontal do osciloscópio de acordo com a energia de ensaio e corpo de prova utilizados (os valores foram determinados experimentalmente como sendo de 500mV/div e 1ms/div, respectivamente). Deve-se regular, também, o nível de disparo (“trigger”) do osciloscópio (fig. 4.8.b) para um valor adequado (em torno de 200mV). 5o) Liga-se o eletroímã e fixa-se manualmente o impactador/célula de carga no mesmo deixando com que a força magnética do eletroímã sustente o impactador (fig. 4.4). 6o) Coloca-se o osciloscópio em condição de tomada de dados através do comando adequado. 7o) Desliga-se o eletroímã deixando-se o impactador incidir sobre a placa em teste. O resultado da força de impacto versus tempo deve aparecer na tela do osciloscópio. 8o) Pelo software no computador faz-se a captura do valor lido e apresentado pelo osciloscópio e salva-se em disco no formato *.CSV para ser posteriormente analisado. 9o) Caso o ensaio continue com a mesma placa, repete-se os passos 5o ao 8o. Conforme foi dito anteriormente, o ensaio é muito rápido, com uma duração estimada em 30 segundos (entre os passos 5 a 8) ou até 5 segundos quando não se faz a aquisição de dados para o computador. Devido à rapidez do ensaio, pode-se fazer até 2000 impactos sobre uma mesma placa em um único dia. 170 4.4 – Resultados numéricos Cada ensaio de impacto gera uma curva de voltagem versus tempo que é correspondente, pela calibração previamente feita, a uma curva de força versus tempo. Esta curva aparece inicialmente apenas na tela do osciloscópio, mas através de um comando específico no software de aquisição de dados uma amostra composta de 2000 pontos é tomada da memória do osciloscópio digital. Estes dados podem ser gravados em arquivos ASCII com extensão *.CSV, conforme informado no 7o passo do procedimento de ensaio. Cada uma das curvas de força versus tempo pode ser utilizada para o cálculo de outros parâmetros tal como apresentado no item 2.4.3.1. Como exemplo do procedimento seguido neste trabalho, serão considerados aqui os ensaios sobre a amostra EMBCB6-2, que foi testada em impacto com quedas do impactador de 0,5m e que não se rompeu até 1500 impactos. Após estes 1500 impactos, com quedas de 0,5m do impactador, a mesma placa foi submetida a impactos com quedas de 1m sem ser retirada do equipamento. A placa ainda resistiu a 8 impactos antes de se romper, contra uma média de 10 impactos para a ruptura nas mesmas condições (quedas de 1m) para placas virgens, isto é, que não sofreram nenhum processo de dano anterior. Isto quer dizer que muito pouco dano foi introduzido nesta placa quando se realizaram 1500 impactos a 0,5m de altura. Ou seja, o estado de danos, e conseqüentemente o comportamento mecânico do compósito, pouco variaram ao longo destes 1500 impactos. Assim sendo, pode-se desprezar as variações no estado de danos e no comportamento mecânico da placa ao se tomar um pequeno conjunto de impactos a 0,5m. Esta aproximação será muito importante ao se fazer a predição do intervalo de tempo entre o 1o impacto e o repique do impactador. O sinal tomado no 1054o impacto é mostrado no gráfico da figura 4.11.a, onde o trecho horizontal antes e depois da curva constitui-se no ruído tomado quando não há carregamento sobre a ponta do impactador/célula de carga. Esta curva deve ser tratada, retirando-se este sinal de ruído quando não há carregamento na ponta do impactador e transformando os valores de tensão, em Volts, para carga, em Newtons. Esta operação é feita por meio de um software de análise de dados. Neste trabalho usou-se o Origin v.4.1 para Windows. Conforme anteriormente dito, a equação de 171 equivalência entre potencial elétrico e força é dada pela equação 4.2. O resultado final da aplicação desta operação pode ser visto na figura 4.11.b, que retrata a mesma curva da figura 2000 1.5 Força exercida sobre a ponta do impactador (N) Tensão medida pelo sistema de aquisição de dados (V) 4.11.a mas sem o sinal de ruído e com os valores convertidos de Volts para Newtons. 1.0 0.5 0.0 -0.006 -0.004 -0.002 0.000 0.002 1500 1000 500 0 0.004 Tempo (s) escala de tempo do osciloscópio (s) 0.000 0.001 (a) 0.002 0.003 0.004 0.005 Tempo (s) (b) Figura 4.11: (a) Variação do sinal obtido pelo sistema de aquisição de dados e (b) respectiva curva força versus tempo para o 1054o impacto com queda de 0,5m sobre a placa de fibra de carbono EMBCB6-2. O próximo passo é a conversão das informações fornecidas pelo sistema de aquisição de dados em termos de força e tempo para outros parâmetros, tais como: energia, velocidade e deslocamento do impactador. Esta conversão é feita com base nas equações apresentadas no item 2.4.3.1. Estas equações integram a curva força versus tempo uma ou duas vezes, de acordo com o parâmetro buscado. A integração de uma função tão complexa como a apresentada pela figura 4.11.b só é possível pelo computador. Para isso foi utilizado o software Microsoft Excel v.97 para Windows, em que a integração numérica pode ser facilmente programável, tendo-se em vista os seguintes parâmetros: aceleração local da gravidade: g 9,8 m/s2; massa do impactador: m = 765 g; altura de queda: h = 0,5 m. Assim, de uma tabela de força (N) e tempo (s), pode-se obter mais três colunas: velocidade instantânea do impactador (m/s); deslocamento do impactador (m); 172 energia cinética do impactador (J). Estes três dados podem ser combinados com os dados de força e tempo para fornecer Velocidade do impactador (m/s) 4 3 2 1 0 -1 -2 -3 0.000 0.001 0.002 0.003 0.004 0.005 Deslocamento do impactador (mm) novas curvas, como as mostradas nas figuras 4.12 e 4.13. 5 4 3 2 1 0 0.000 0.001 0.002 0.003 0.004 0.005 Tempo (s) Tempo (s) (a) (b) 2000 4 Força exercida sobre a ponta do impactador (N) Energia cinética do impactador (J) Figura 4.12 – (a) Variação da velocidade do impactador e (b) do deslocamento do impactador versus tempo para o 1054o impacto com queda de 0,5m sobre a placa de fibra de carbono EMBCB6-2. 1500 3 1000 2 1 0 500 0 0 0.000 0.001 0.002 0.003 Tempo (s) (a) 0.004 0.005 1 2 3 4 5 Deslocamento do impactador (mm) (b) Figura 4.13 – (a) Variação da energia cinética do impactador ao longo do tempo de impacto e (b) curva força versus deslocamento do impactador para o 1054o impacto com queda de 0,5 sobre a placa de fibra de carbono EMBCB6-2. Com este procedimento uma série de parâmetros pode ser retirada, por exemplo: 173 do gráfico 4.11.b pode ser retirada a força máxima exercida pela placa sobre o impactador; do gráfico 4.11.b, 4.12.a, 4.12.b e 4.13.a pode ser retirada a duração do impacto; do gráfico 4.12.b pode ser retirado o deslocamento máximo que o impactador sofreu durante o impacto; do gráfico 4.12.a ou 4.13.a podem ser retiradas a energia cinética ou velocidade residuais do impactador após o impacto; da integração da curva da figura 4.13.b pode ser retirada a energia perdida pelo impactador imediatamente após o impacto. Gráficos que demonstram a variação destes parâmetros com o número de impactos exercidos sobre a placa podem ser traçados para cada material de teste, fornecendo informações a respeito do comportamento de degradação do compósito em teste. Destes cálculos pode-se retirar os valores previstos de energia residual do impactador e com este valor se fazer o cálculo do tempo de repique pela consideração de que esta energia residual será energia cinética inicial do impactador disponível para repicar sobre a amostra. O cálculo do tempo de repique torna-se importante porque este tempo pode ser medido diretamente pelo sistema da aquisição de dados, ou por um cronômetro, e comparado com o tempo calculado somente pela análise do sinal tomado. Esta comparação revela o quão precisa é a tomada de sinais no ensaio e será calculada para o impacto exemplificado no gráfico 4.11. Fazendo a aproximação de que o impactador se desloque livremente, a energia cinética inicial de repique pode ser igualada à energia potencial no momento em que o impactador tenha subido a altura máxima de repique. No caso particular do exemplo de tomada de sinal, a energia cinética residual do impactador foi de 2,17J, conforme pode ser lido diretamente pela coordenada do final da curva da figura 4.13.a. Assim, considerando este valor como sendo igual à energia potencial do impactador no momento de máxima altura de repique, têm-se: E = mgh = 2,7 J ... h = E/mg = 2,17 / (0,7659,8) = 0,29 m. A partir desta altura, o impactador irá cair com um tempo de queda igual ao dado pela equação abaixo (retirada do item 2.4.3.1): t= 2 gh = (29,80,29)½ / 9,8 = 0,243 s. g 174 Considerando um movimento de ascensão e queda homogêneas durante todo o repique, pode-se considerar que o tempo previsto de duração entre o término do primeiro impacto e o início do primeiro repique como sendo igual à: 20,243 s = 0,486 s ou ½ segundo aproximadamente. Por outro lado, no 1080o ensaio sobre esta mesma placa, uma tomada de dados com maior tempo de aquisição (5 segundos) pegou alguns dos repiques que o impactador/célula de carga sofre neste ensaio. De acordo com esta curva, representada na figura 4.14, o intervalo de tempo entre o 1o impacto e o 1o repique foi determinado igual a 0,527 s. Tensão medida pelo sistema de aquisição de dados (V) 1.2 1.0 0.8 0.6 0.4 0.2 0.0 -0.2 -0.5 0.0 0.5 1.0 1.5 2.0 Tempo (s) Figura 4.14 – Gráfico da variação do sinal obtido pelo sistema de aquisição de dados ao longo de um grande intervalo de tempo mostrando os repiques seguidos sobre a amostra EMBCB6-2 no 1080o impacto. Considerando que a geração de danos e mudança no comportamento mecânico da placa entre o 1054o impacto e o 1080o impacto é desprezível, pode-se comparar diretamente os dois valores de tempo de repique: o calculado anteriormente e o medido pela curva 4.14. Neste caso, a diferença entre o intervalo de tempo calculado pelas formulações matemáticas e observado na prática fica em 8,44%. Este valor dá uma idéia da precisão da tomada de sinal durante os ensaios de impacto mas que deve ser tomada apenas como uma aproximação do valor real pois, durante o cálculo do valor do tempo de repique, foram empregadas algumas aproximações que não são necessariamente válidas na prática, tal como o livre deslocamento do impactador. 175 Deve-se destacar que o intervalo de tempo entre o 1o impacto e o 1o repique é da ordem de 100 vezes maior do que o intervalo de tempo de um impacto. Considerando que o sistema de aquisição de dados sempre toma 2 000 pontos experimentais em cada leitura, seria impossível obter, com precisão, uma curva de força por tempo no 1o impacto e outra, relativa ao 1o repique, juntas numa mesma leitura. Para tal, seriam necessários ao menos um total de 204 000 pontos experimentais por leitura, muito acima da capacidade de leitura do sistema de aquisição de dados utilizado. 4.5 – Fontes de erros Como todo sistema de testes com aquisição de dados, o sistema de testes de impacto aqui apresentado tem algumas imprecisões intrínsecas da concepção de sua montagem, da operação e interpretação dos dados. A tabela 4.2 resume as fontes de erro, descrevendo-as, além de dar uma estimativa sobre o efeito destes erros nos dados que são adquiridos. Na estimativa do erro foi tomado o ensaio no qual este efeito seria o maior, que é o primeiro impacto sobre a placa CTACPL-1 que foi a que apresentou a maior força inicial de impacto e no qual os efeitos da imprecisão da massa e da gravidade, por exemplo, seriam os maiores possíveis. Pela tabela 4.2 pode ser observado que todos os erros situam-se abaixo de 5%, muitos deles abaixo de 1%. A estimativa feita no item 4.4 indica que a soma de todos estes erros, para uma condição de tomada de dados mais crítica, situa-se em 8%. Deve ser ressaltado que o cálculo deste erro foi realizado considerando que os cabos guia permanecem rígidos durante o repique do impactador o que não é verdade. Os cabos-guia recebem um carregamento de caráter vibratório do impactador que altera a distância entre tais cabos freando o movimento de queda do impactador após o repique. Esta frenagem tende a aumentar o tempo observado para o repique. 176 Tabela 4.2 – Fontes de erros para a tomada de dados do sistema de testes por impacto por queda de peso. TIPO DE ERRO DESCRIÇÃO QUANTIFICAÇÃO DO EFEITO Aceleração da gravidade O valor considerado, 9,8 m/s2 não representa o valor correto da aceleração da gravidade no local de testes. Estimativas do Departamento de Física da UFMG e da UFOP indicam um valor de cerca de 9,77 m/s2 para a região. Peso do impactador O valor medido em balança convencional foi de 765g. A imprecisão neste caso é de no máximo 5g. Ruídos do sistema de aquisição de dados O sistema de aquisição de dados, por ser composto de equipamentos eletrônicos, possui um ruído de fundo intrínseco e que foi estimado na fase de calibração da célula de carga tal como mostrado na figura 4.11.a. Calibração não representativa A primeira calibração que foi realizada na célula de carga/impactador não se mantém constante com o tempo, principalmente quando se considera que a célula de carga ainda não havia sido sujeita às severas condições de impacto com picos de força de até 3 000 N. Uma segunda calibração foi feita neste sentido. A diferença entre as duas calibrações, conforme mostrado no item 4.2 através das equações 4.2 e 4.3 demonstra uma diferença nestes seis meses de testes de cerca de 3,03%. Resposta estática não correspondente à resposta dinâmica Para a utilização da calibração estática para a conversão de tensão obtida dinamicamente em força partiu-se do princípio de que a resposta mecânica do sistema sob solicitações estáticas e dinâmicas é a mesma. Considera-se que esta aproximação seja válida de acordo com os dados apresentados por Quinan [132], que mostrou que um sistema mantém a correlação dinâmica e estática estável até energias de 60J. Não foi possível obter uma estimativa precisa do valor do erro advindo desta aproximação. Atrito com os cabos de guia O atrito dos cabos guia com as buchas de Teflon foi minimizado pela utilização de lubrificantes, porém o eventual desalinhamento dos cabos guia, que podem ficar com afastamento ligeiramente diferente entre si, pode aumentar a resistência à queda do impactador. A estimativa deste efeito é muito complicada para este tipo de arranjo de impacto, porém os valores de energia residual e estimativa de tempo de repique realizados no item 4.4 indicam que este efeito não ultrapassa, em conjunto com os demais efeitos, 8% na pior das hipóteses (com a inversão de sentido do impactador acompanhada de grande vibração) Uma mudança de 0,3% no valor de g não influi nem na força e nem no tempo que são tomados diretamente. A influência incidiria sobre o cálculo da velocidade, deslocamento e energia com peso de 0,24%, 1,04% e 0,50% respectivamente. Esta imprecisão de 0,65% influi, como no caso anterior, somente no cálculo da velocidade, deslocamento e energia com peso de 3,48%, 7,71% e 5,69% respectivamente. O desvio padrão das curvas de tensão versus tempo, com carga constante, foi calculado como sendo igual a 0,00564V. Dependendo do valor das tensões medidas, o efeito pode ser maior ou menor. Tomando-se um valor mínimo de 800 N = 0,5963 V (típico de último impacto antes da fratura) o peso deste fator fica igual a 0,95 %. 177 Além destes parâmetros, foi detectada, experimentalmente, uma nova fonte de erro. O grau de aperto dado à amostra no porta-amostras influencia nos resultados obtidos entre placas iguais, testadas nas mesmas condições de impacto. Inicialmente, para garantia de homogeneidade da fixação da amostra, o travamento no porta-amostras era feito pelo aperto manual dos parafusos de fixação, do tipo borboleta. Depois a fixação da amostra passou a ser feita por meio de parafusos sem “borboletas”, com o emprego de ferramentas apropriadas. A fixação por meio de parafusos com “borboletas” mostrou-se inconveniente para o operador da máquina, que acabava, com o tempo, machucando a própria mão. Com este problema, o operador acabava por não apertar igualmente os parafusos do porta-amostras em todos os ensaios obtendo, assim, diferentes condições de contorno e resultados. Apesar de não ser perceptível a olho nu qualquer diferença entre os dois métodos de fechamento do porta-amostra, os resultados experimentais refletiram uma clara distinção entre ambos. Alguns tipos de materiais, ao serem fixados pelos dois métodos para a realização do mesmo tipo de ensaio, apresentaram resistências a impacto diferentes. Isto pode ser explicado porque a condição de contorno, dada pela maneira como a amostra é fixada no portaamostras, afeta muito a força máxima e a duração do impacto [38, 64]. Um maior aperto da amostra faz com que as suas bordas fiquem mais rigidamente presas, aproximando-se da condição ideal de engastamento nas quatro bordas. Esta condição reduz as deformações permissíveis na placa o que aumenta a força máxima em impacto. Por outro lado, um menor aperto leva a placa a apresentar maiores deformações em impacto o que reduz a força máxima registrada assim como aumenta a sua resistência em termos de número de impactos para a ruptura. Este efeito foi observado no teste das placas de 8 camadas reforçadas com fibras de kevlar. A placa EMBKV8-2 foi testada com impactos com queda de 0,5m de altura, sendo fixada sem o auxílio de ferramentas, oferecendo uma resistência de 57 impactos antes da perfuração. Amostras idênticas, testadas nas mesmas condições experimentais porém fixadas no porta-amostras por meio de ferramentas, apresentaram uma resistência média de 14 impactos. A diferença de 307% revela que o método de fixação deve ser mantido sempre constante e o mais homogêneo possível. Como os resultados obtidos para diferentes amostras fixadas igualmente no portaamostras são praticamente iguais, diferindo menos de 50%, separou-se os dois tipos de 178 fixação da amostra no porta-amostras como duas condições de ensaio distintas. A condição de contorno “frouxo” está correlacionada com o aperto da amostra realizado manualmente e a condição de contorno “rígido” é a equivalente para amostras fixadas no porta-amostras por meio de ferramentas. Algumas amostras também foram fixadas em uma condição de contorno “intermediária”, apenas para efeito de comparação com os demais resultados obtidos. 4.6 – Repiques Normalmente, nos ensaios de impacto por queda de peso discutidos na bibliografia, o impactador incide sobre a placa sendo impedido de repicar sobre a mesma. Nos ensaios realizados nesta pesquisa, o repique foi permitido por duas razões, uma de caráter prático e outra de caráter mecânico. Primeiramente, o intervalo de tempo entre o impacto e o 1 o repique é muito pequeno, menor do que 0,5s conforme calculado no item 4.4. Um dispositivo para o travamento do impactador antes do repique teria que ser acionado automaticamente e teria que atuar quase que imediatamente, o que iria complicar o projeto do sistema de testes. Como não era objetivo do atual trabalho projetar, construir e utilizar um sistema de testes muito complexo, preferiu-se não efetuar, a princípio, esta implementação na máquina de impacto. Em segundo lugar, conforme será mostrado no capítulo de resultados experimentais, os materiais impactados têm uma grande sensibilidade quanto à altura de queda do impactador. Placas que são menos sensíveis à mudança de altura de impacto rompem com 1 impacto a 1m e com 4 impactos a 0,5m (EMBCB3), placas mais sensíveis à altura de queda do impactador se rompem com 10 impactos a 1m e a não menos do que 1500 impactos a 0,5m de queda (EMBCB6). Como a energia cinética residual do impactador é de no máximo 50% em relação ao impacto inicial das placas mais espessas (espessura maior do que 2mm), conclui-se que a altura de repique máxima é de metade da altura inicial de impacto, o que causa um efeito muito pequeno sobre a resistência final de um material mais espesso. Materiais menos espessos apresentam uma altura de repique relativa à altura inicial de queda bem menor o que implica que o efeito destes repiques nestes casos também é pequeno. 179 Uma estimativa das energias de impacto envolvidas nos repiques foi feita para a placa EMBCB6-2 em dois momentos do ensaio: com 80 e com 180 impactos. Esta placa foi escolhida para avaliar as energias de repique pois a mesma mostrou-se estável em impactos de 0,5m de queda do impactador, não perdendo a sua resistência mesmo com 1500 impactos, ou seja, não desenvolveu quantidade apreciável de danos após uma larga sucessão de impactos. Esta mesma placa também foi utilizada para a verificação do funcionamento da calibração tal como apresentado no item 4.4. A energia residual do impactador pode ser estimada diretamente das curvas de energia cinética do impactador versus tempo de impacto (fig. 4.13.a) ou então pela integração das curvas de força versus deslocamento (fig. 4.13.b). Esta verificação das energias do impactador foi feita em 10 impactos, de 80 a 85 e de 180 a 185, e suas correspondentes seqüências de repiques. Como não podem ser tomadas de uma só vez todas as curvas de força versus tempo, para um impacto e os seus correspondentes repiques, tomou-se como sendo válido que os repiques de impactos em seqüência, nesta placa em particular, seriam iguais. Assim sendo, tomou-se o sinal de força versus tempo do 80o impacto. No 81o impacto, porém, o sinal de força versus tempo do impacto principal foi descartado e tomado o sinal de força versus tempo do primeiro repique do impactador sobre a amostra neste impacto. No 82o impacto, descartou-se o sinal do impacto principal e do primeiro repique, tomando-se somente o sinal de força versus tempo do 2o repique deste impacto e assim por diante até se tomar o sinal do 4o repique ocorrido no 85o impacto. A aproximação feita considera que estes repiques, provenientes de diferentes impactos (do 80o ao 85o impacto), podem ser considerados como representativos da seqüência de repiques de um único impacto principal, no caso o 80o impacto, sobre a placa EMBCB6-2. Deve-se ressaltar que esta aproximação só é válida se a placa não desenvolve uma quantidade apreciável de danos entre a seqüência de impactos estudados. O resultado destas análises está contido nas tabelas 4.3 e 4.4. O estudo das energias foi feito até que a perda de energia acumulada do impactador fosse muito grande (>70%). Neste caso, de acordo com o observado na operação dos ensaios, esta queda de energia corresponde a uma perda de energia advinda da interação do impactador com o sistema de testes (cabos guia, amostra, etc.) ocasionada pelas vibrações cumulativas dos repiques sucessivos. Também 180 ocorre uma diminuição da energia cinética calculada diretamente das curvas de força versus tempo devido à distorção obtido em sucessivos repiques já que a amostra apresenta movimentos de vibração do impacto e dos repiques anteriores. É importante destacar que as informações contidas nas tabelas desconsideram qualquer perda de energia durante a fase em que o impactador não está em contato com o material sendo impactado e que a amostra está sempre estática. Obviamente esta aproximação não é totalmente correta. Na realidade existem muitas perdas de energia no sistema quando o impactador repica na amostra, que não são consideradas e que diminuem um pouco o valor da altura de queda do impactador nos repiques, diminuindo assim a energia disponível para impacto. Tabela 4.3 – Energia cinética do impactador no momento do impacto inicial e dos subseqüentes repiques sobre a placa EMBCB6-2 no 80o impacto. ENERGIA CINÉTICA IMPACTO 1o Impacto 0,50 3,75 / 100 1,35 / 36,13 2,39 1 Repique 0,32 2,39 / 63,86 0,177 / 4,72 2,22 2o Repique 0,29 2,22 / 59,13 1,86 / 49,69 0,353 o INICIAL DO IMPACTADOR (J)/(%) ENERGIA DISSIPADA NO IMPACTO (J)/(%) ENERGIA POTENCIAL ALTURA DE QUEDA DO IMPACTADOR (M) RESIDUAL DO IMPACTADOR (J) Todos os valores de energia envolvidos estão relacionados, em percentagem, ao valor inicial de energia do impactador no início do impacto (igual a 3,75 J). Com isso pode-se ter uma idéia de como se dá a perda de energia do impactador com o prosseguimento do processo de repiques na amostra. Tabela 4.4 – Energia cinética do impactador no momento do impacto inicial e dos subseqüentes repiques sobre a placa EMBCB6-2 no 180o impacto. ENERGIA CINÉTICA IMPACTO 1o Impacto 0,50 3,75 / 100 0,922 / 24,60 2,83 1 Repique 0,38 2,82 / 75,40 1,04 / 28,75 1,79 2o Repique 0,24 1,79 / 47,64 0,833 / 22,23 0,953 o INICIAL DO IMPACTADOR (J)/(%) ENERGIA DISSIPADA NO IMPACTO (J)/(%) ENERGIA POTENCIAL ALTURA DE QUEDA DO IMPACTADOR (M) RESIDUAL DO IMPACTADOR (J) 181 O que se observa em ambas as tabelas, 4.3 e 4.4, é que a energia cinética inicial do impactador é pouco consumida no primeiro impacto com a placa EMBCB6-2 o que reflete um baixo percentual de energia dissipada no impacto e um valor de queda de 1 o repique relativamente alto (>0,30m) em relação à altura inicial de impacto (0,50m). Como esta placa pouco se danificou em impacto, era de se esperar que o percentual de energia cinética dissipada do impactador fosse pequeno, principalmente quando se considera uma série de repetições de repiques. Quanto menos a placa se danifica maior a manutenção de energia potencial residual do impactador e mais bem distribuída é a perda ou dissipação de energia durante o impacto. Neste caso, a dissipação de energia se dá por outros mecanismos que não a geração de danificação, tais como: vibrações da placa e do impactador e desalinhamentos dos cabos de guia. Na realidade, a perda percentual de energia entre os repiques pode dar informação a respeito do grau de degradação da placa. Quanto maior for a perda de energia no impacto e nos primeiros repiques, tanto maior será a participação do mecanismo de consumo de energia por geração de danos na placa, na dissipação da energia cinética do impactador. Placas que se rompem com poucos impactos apresentam uma menor energia disponível para os repiques e conseqüentemente, uma menor duração de tempo entre estes já que o impactador não consegue atingir uma maior altura de repique. Para melhor visualizar este fato, a figura 4.15 apresenta um gráfico da tomada de sinal com longa duração no 5o impacto realizado sobre a amostra EMBKV10-7, que se rompeu com 7 impactos com queda de 1,0m. Este gráfico pode ser comparado com o gráfico da figura 4.14 no que diz respeito ao intervalo de tempo entre os repiques de acordo com o apresentado no gráfico 4.16. Nota-se que o evento de impacto que provoca maior geração de danos no material também provoca uma maior perda de energia do impactador, o que é traduzido pelo menor intervalo de tempo entre os repiques (EMBKV10-7). Enquanto que um evento de impacto que provoca menos danos leva a uma menor perda de energia do impactador no 1o impacto e na sucessão dos repiques (EMBCB6-2). Conseqüentemente a variação da taxa de redução do tempo com o número de repiques é menor. 182 O resultado mostrado no gráfico da figura 4.16 indica que amostras com maior resistência irão apresentar repiques maiores. Pelas tabelas 4.3 e 4.4, verifica-se que os repiques podem ultrapassar 50% da altura inicial de impacto. Tensão medida pelo sistema de aquisição de dados (V) 1.2 1.0 0.8 0.6 0.4 0.2 0.0 -0.2 -0.5 0.0 0.5 1.0 1.5 2.0 Tempo (s) Figura 4.15 – Gráfico da variação do sinal obtido pelo sistema de aquisição de dados ao longo um grande intervalo de tempo mostrando os repiques seguidos sobre a amostra EMBKV10-7 no 5o impacto. Tempo transcorrido após impacto principal (s) 2.5 2.0 1.5 1.0 EMBCB6-2 (1080o Impacto) 0.5 EMBKV10-7 (7o Impacto) 1 2 3 4 5 6 7 Número do Repique Figura 4.16 – Gráfico comparativo entre o intervalo de tempo dos repiques de uma placa que pouco se danifica (EMBCB6-2) e de uma placa que muito se danifica (EMBKV10-7) em impacto. 183 Apesar de parecer que repiques muitos altos sejam preocupantes, deve ser lembrado que esta mesma placa, EMBCB6-2, apresentou pouca indução de danos a impactos menores do que 1m. Esta placa, testada com impactos a 1m de queda do impactador, se rompeu com apenas 10 impactos. Por outro lado, a mesma placa sendo testada em impactos com queda de 0,5m não se rompeu a até 1500 impactos. Isto indica que se a houver repiques de 0,5m de altura, ou um pouco mais altos, o efeito destes repiques será desprezível ao se testar este tipo de placa com impactos de 1m de queda. Por outro lado, para placas menos resistentes, os repiques não chegam a ser suficientemente grandes, em termos de geração de danos, para influenciarem decisivamente no resultado dos ensaios. Na realidade, a reincidência do impactador sobre a placa sendo testada é menos efetiva para a geração de dados do que o método de fixação dos corpos de prova, conforme será visto no próximo capítulo. Deve-se destacar que a pequena influência dos repiques sobre os resultados dos testes de impacto, tal como determinado pelas análises feitas, são também mencionadas por Reed e Turner [92]. 184 CAPÍTULO 5 R ESULTADOS E XPERIMENTAIS E D ISCUSSÃO 5.1 – Resultados Numéricos Neste capítulo serão descritos os resultados numéricos dos ensaios de queda de peso instrumentado. As informações que serão apresentadas estão correlacionadas com o comportamento dos diversos materiais testados, no que diz respeito a resposta mecânica a um determinado impacto, ou a toda a série de impactos necessários para perfurar o compósito no ponto de contato. Conforme será visto, em alguns casos o número de impactos realizados sobre uma mesma amostra é muito grande (acima de 100) e, principalmente nestes casos, será utilizado o termo “fadiga por impacto” para descrever o processo de geração de danos ocorrido assim como em [63]. Todos os resultados numéricos serão apresentadas em uma série de tabelas e gráficos. Estes resultados estão ordenados de tal forma que nos itens de 5.1.1 a 5.1.3 são apresentados, separadamente, os resultados de cada um dos materiais obtidos. No item 5.1.4 são apresentados resultados comparativos, na forma de gráficos e tabelas, qualificando e quantificando numericamente as diferenças de comportamento entre os materiais testados. As tabelas dos itens 5.1.1 a 5.1.3 e também no item 5.1.5, contêm uma descrição da resistência ao impacto de uma dada configuração de reforço e espessura de teste. Neste caso, o dado escolhido para representar a resistência do material é o número de impactos exercidos sobre o corpo de prova até a sua penetração e perfuração completa pelo impactador. Os gráficos dos itens 5.1.1 a 5.1.3, oferecem as principais informações para a análise da resposta dinâmica de cada material. Para cada configuração de material, espessura e carregamento em impacto serão apresentados os seguintes gráficos: para uma amostra representativa, serão mostradas curvas força versus tempo, caracterizando a resposta mecânica da placa no início, na parte intermediária e no final da vida em fadiga por impacto; 185 para uma amostra representativa, serão mostradas curvas força versus deslocamento, caracterizando a resposta mecânica da placa no início, na parte intermediária e no final da vida em fadiga por impacto; um gráfico da variação da força máxima registrada nos testes com o número percentual de impactos para ruptura, de todas as amostras de uma mesma configuração e espessura de teste; um gráfico da variação do tempo duração do impacto com o número percentual de impactos para ruptura de todas as amostras de uma mesma configuração e espessura de teste; um gráfico da variação da energia dissipada pelo impactador no impacto com o número percentual de impactos para ruptura de todas as amostras de uma mesma configuração e espessura de teste; As amostras representativas foram escolhidas como sendo aquelas que apresentam resistência a impacto mais próxima da média, obtida para todas as amostras da configuração e espessura em questão. Deve-se observar que esta escolha é feita apenas para se ilustrar como se comporta uma determinada configuração de placa sob determinada configuração de teste. A comparação quantitativa entre as diferentes configurações de placas e de tipo de ensaios deve ser feita por meio da análise das curvas de variação de força máxima, tempo de duração do impacto e energia dissipada pelo impactador. Neste caso, tais gráficos levam em consideração todas as amostras com a mesma configuração de reforço, espessura e ensaio. Para todos os gráficos com pontos discretos (força máxima, duração do impacto e energia disspada) foi feita uma regressão (linear, quadrática ou cúbica) onde são apresentadas, além das curvas de regressão, a respectivas faixas de predição a 95%. Estas faixas de predição determinam a região em que todos os pontos experimentais, que poderão ser obtidos posteriormente, estarão contidos com uma precisão estatistica de 95%. O tipo de regressão que foi realizada (se linear, quadrática ou cúbica) é definido pelo valor do coeficiente de correlação obtido. Em alguns casos a regressão linear, ajusta-se bem aos pontos experimentais, obtendo-se um coeficiente de correlação linear, R, maior do que 0,8. Porém, nos casos em que as regressões linear e quadrática não oferecem um coeficiente de correlação razoável (R < 0,6) foi utilizada a regressão cúbica. Os valores médios dos 186 parâmetros das curvas de regressão, para cada configuração de reforço e espessura e para cada parâmetro mecânico, são descritos em tabelas no item 5.1.4 Por último são mostrados os resultados obtidos com o teste de impacto de uma placa de alumínio comercialmente puro. Esta placa foi testada nas mesmas condições geométricas e de carregamento que as demais placas de compósito e os resultados de seu ensaio são apresentados no item 5.1.5 para fins de comparação com os resultados obtidos com o teste dos compósitos. Estes resultados, servem para exemplificar as diferenças entre o comportamento destas diferentes classes de materiais em impacto. 187 5.1.1 – Materiais do Centro Técnico Aeroespacial Os compósitos produzidos no CTA foram os primeiros materiais usados para a realização dos testes. O teste de tais compósitos ofereceu uma idéia da faixa de valores máximo de força de impacto e de resistência do material que seriam obtidos nos demais ensaios. Estes aspectos são decorrentes da maior espessura destas amostras em relação às demais, o que tende a maximizar a força e a resistência em impacto obtidas. A tabela 5.1 apresenta os valores de resistência ao impacto, tal como já definida no início deste capítulo, para todas as amostras do CTA. Também são apresentadas a espessura média da placa e as condições utilizadas no ensaio. Tabela 5.1 – Resistência em impacto das placas de fibra de carbono fabricadas no IAE/CTA. AMOSTRA ESPESSURA MÉDIA (mm) ALTURA DE IMPACTO (m) NÚMEROS DE IMPACTOS PARA RUPTURA CONDIÇÃO DE CONTORNO CTAUNI-1 3,92 0,95 51 frouxo CTAUNI-2 4,11 1,0 23 rígido CTAUNI-3 4,06 1,0 20 rígido CTAUNI-4 4,22 1,0 34 intermediária CTAUNI-5 4,79 1,0 45 frouxo Média para UNI * 4,22 1,0 – 34,6 39% * CTACPL-1 4,15 0,95 1500 frouxo CTACPL-2 ** 4,33 1,0 103 máx ** rígido CTACPL-3 ** 4,18 1,0 103 máx ** rígido CTACPL-4 ** 4,12 1,0 103 máx ** rígido CTACPL-5 ** 4,92 1,0 103 máx ** rígido Média para CPL 4,34 1,0 – – CTAASS 4,22 1,0 203 máx ** rígido * - média calculada para todas as diferentes condições de contorno. ** - foram realizados impactos até o número indicado sem ocorrer a ruptura do material. Alguns valores de altura de impacto estão fora do padrão 1m e 0,5m porque os primeiros ensaios foram feitos com uma configuração de suporte do impactador que não 188 conseguia proporcionar a altura de 1m. Posteriormente, esta limitação foi superada de tal forma que os demais ensaios foram realizados com quedas de 1m ou 0,5m. Nota-se que as amostras de reforço unidirecionais testadas com diferentes condições de contorno forneceram diferentes resultados de resistência em impacto. A dispersão dos resultados obtidos entre os diferentes tipos de condição de contorno pode ser notada pelo maior valor do desvio padrão calculado. As amostras CTAUNI-2 e CTAUNI-3 apresentaram uma resistência menor porque foram submetidas a condição de contorno “rígida” e as amostras CTAUNI-1 e CTAUNI-5 apresentaram uma maior resistência em impacto por terem sido fixadas no porta amostras sem o auxílio de ferramentas, levando-se à condição de contorno “frouxo”. A amostra CTAUNI-4, que foi parcialmente fixada com e sem o auxílio de ferramentas, apresentou uma resistência em impacto intermediária. Estes resultados demonstram a importância de se ter sempre uma mesma condição de contorno presente no ensaio de um amostra sob um carregamento de impacto definido. O ensaio com a amostra CTACPL-1, que se rompeu com 1500 impactos, revelou algumas dificuldades geométricas no ensaio com placas mais espessas (espessura maior do que 2mm). A queda do impactador sobre um mesmo ponto da placa induz, no caso de uma placa muito espessa, uma indentação cuja geometria passa a interferir na posição de contato entre o impactador e a placa. Como o sistema de guia do impactador apresenta uma certa folga no que diz respeito ao ponto exato de queda da ponta do impactador, ocorre que, em alguns impactos o impactador não atingiu o centro exato da indentação, mas sim as suas bordas. Quando isto ocorre há uma modificação no sinal obtido pelo sistema de aquisição de dados que não representa o estado real de integridade do ponto central da indentação. Como foi percebida muita variação no sinal de força versus tempo durante o teste com a placa CTACPL-1, foi decidido que a geometria empregada não seria propícia para este tipo de ensaio, neste tipo de montagem experimental. Deveriam ser aumentados o tamanho da amostra e o diâmetro da ponta do impactador, a fim de que o efeito da geometria da indentação fosse minimizado. Assim sendo, para as demais placas de configuração “crossply” e para a placa de configuração assimétrica, não foram realizados ensaios até a ruptura mas sim alguns ensaios para se avaliar a tendência de perda de propriedades mecâncias e para se poder comparar a geometria de reforço utilizada nas placas “cross-ply” com a geometria de reforço utilizada na placa assimétrica. 189 No caso das placas “cross-ply” foram executados 103 impactos para cada placa. Para a placa assimétrica, como se tinha apenas uma disponível para se realizar os ensaios, decidiu-se que seriam realizados mais 100 impactos para se gerar maior quantidade de pontos experimentais. Assim, a placa assimétrica foi impactada 203, vezes conforme mostra a tabela 5.1. As placas unidirecionais de 4 camadas e as reforçados com tecido não serão mencionadas a partir de agora, por terem sido testadas em condições não padronizadas que foram utilizadas para início dos testes a fim de se verificar o comportamento do sistema de aquisição de dados. 190 5.1.1.1 – Gráficos de força versus tempo Os gráficos deste item mostram como se deu a variação da força versus tempo de impacto, registrados no impacto de algumas placas representativas de todas as amostras fabricadas no IAE/CTA. Estas curvas demonstram a variação dinâmica da força exercida pelas placas impactadas sobre o impactador/célula de carga ao longo do tempo de contato entre os dois corpos durante o impacto. O gráfico 5.1 mostra a variação da força versus tempo de impacto em quatro diferentes momentos do ensaio com a placa CTAUNI-4, que se rompeu com 34 impactos. Pode-se notar que a primeira curva apresenta, logo no início, uma maior variação de força do que as demais. Esta variação está correlacionada com a propagação de uma onda de deformação elástica do centro da amostra para as laterais, onde a mesma é fixada [70,76,93]. O tempo do ponto máximo deste primeiro pico é da ordem de 10-4 s que é aproximadamente o tempo de propagação do som, dentro da matriz do compósito, do centro da placa até as laterais e de volta para o centro da placa. A interação desta onda de propagação de deformação elástica com o impactador provoca a variação registrada na curva do 1o impacto. Este efeito é visível em muitas outras placas e ocorre, principalmente, com as placas menos danificadas, ou seja, nos primeiros impactos. Neste caso, a propagação da onda de deformação elástica é mais efetiva em um meio mais homogêneo sem presença de danos. A figura 5.1 também mostra uma característica encontrada em todas as amostras de material compósito testadas: quanto maior o número de impactos exercidos, maior o tempo de duração dos mesmos. Neste caso, quanto maior o número de impactos, maior a presença de danos. Estes danos diminuem a rigidez da placa de compósito, aumentando a quantidade de deformação que a mesma irá apresentar para uma mesma quantidade de força aplicada ou, no caso em questão, para uma mesma energia de impacto. Obviamente, uma maior deformação em impacto, para uma mesma energia, implica num maior tempo de contato entre o impactador e a placa impactada. Por isto, os pontos de terminação das curvas tendem a se distanciar cada vez mais em relação ao tempo (de 0,004s a até 0,0058s). Também, deve ser notado uma suavização das curvas de força versus tempo de impacto com o aumento do número de impactos. Esta suavização está correlacionada com a menor geração de danos e maior crescimento destes. A geração de um dano, principalmente no caso da ruptura de fibras de reforço, leva a uma mudança abrupta das condições de 191 carregamento locais na amostra. Estas mudanças podem ser vistas pela maior presença de picos na curva de força versus tempo de impacto do 1o impacto. Estes picos também estão correlacionados com a maior presença de vibrações na placa, decorrentes da menor presença de danos que tendem a reduzir as vibrações internas. O crescimento dos danos, que ocorre, principalmente, com placas mais danificadas, absorve a energia de impacto de uma maneira mais homogênea do que no processo de geração [9]. Desta forma, há uma tendência para que as curvas de força versus tempo de impacto se suavizem, à medida em que mais impactos vão sendo exercidos sobre a amostra, porque estas refletem mais o crescimento de danos do que a criação da danos [63]. 3000 1o Impacto 2500 10o Impacto 22o Impacto Força (N) 2000 33o Impacto 1500 1000 500 0 0,000 0,001 0,002 0,003 0,004 0,005 0,006 Tempo (s) Figura 5.1 - Curvas de força versus tempo para o impacto com queda de 100 cm sobre uma amostra unidirecional fabricada no IAE/CTA (CTAUNI-4) que resistiu a 34 impactos. A figura 5.2 mostra algumas curvas de força versus tempo de impacto registradas no ensaio com a placa CTACPL-1. Apesar desta placa ter se rompido com 1500 impactos, não foram apresentadas as curvas acima do 900o impacto porque as mesmas variam muito entre si, devido ao efeito já comentado da incidência do impactador sobre as bordas da indentação. Nestas curvas podem ser observadas todas as características observadas nas curvas da figura 5.1. Além destas, porém, é visível uma tendência de diminuição da força máxima para as curvas do 300o, 600o e 900o impacto. Esta diminuição da força máxima é explicada da 192 mesma forma como se explica o aumento do tempo de impacto: pela diminuição da rigidez da placa ocasionada pela maior presença de danos. Os gráficos para a placa unidirecional mostrados na figura 5.1 não revelam claramente esta diminuição da força máxima, porque o mecanismo de perda de resistência da placa unidirecional é mais abrupto do que nas placas não unidirecionais, por causa da geometria de reforço [26, 64]. Neste caso, quando há uma diminuição de força máxima em impacto, a perda de resistência já é tal que a placa praticamente se rompe no impacto seguinte. 3000 1o Impacto 300o Impacto 600o Impacto 900o Impacto 2500 Força (N) 2000 1500 1000 500 0 0,000 0,001 0,002 0,003 0,004 Tempo (s) Figura 5.2 - Curvas de força versus tempo para o impacto com queda de 95 cm sobre uma amostra de empilhamento [0/90] fabricada no IAE/CTA (CTACPL-1) que resistiu a 1500 impactos. Esta sequência de curvas da figura 5.2 mostra que esta placa apresenta uma força máxima em impacto maior do que a força máxima registrada para a placa CTAUNI-4. Isto ocorre porque a geometria de reforço bidirecional da placa CTACPL-1 dá uma maior resistência à deformação do que a placa de reforço unidirecional. A placa ao se deformar menos apresenta uma maior força máxima em impacto. Outra característica mostrada pelas curvas da figura 5.2 é a menor força máxima registrada para o primeiro impacto na placa CTACPL-1. Isto contradiz o que foi explicado anteriormente, já que a placa está sendo continuamente danificada e a geração de danos 193 deveria diminuir a força máxima em impacto e não aumentá-la como ocorre entre o 1o e 300o impacto. Acontece que, no caso de placas mais espessas (espessuras > 2mm) e para o tipo de geometria de impactador utilizada, os primeiros impactos ocorrem com uma região de contato entre impactador / placa menor, do que a região de contato em impactos seguintes: impactador de ponta arrendonda sobre uma superfície plana. À medida em que se desenvolve uma indentação na placa sendo impactada, a superfície de contato impactador/placa aumenta, alterando a força de contato registrada. A alteração da força de contato em impacto com a geometria de contato é prevista, por exemplo, na demonstração da lei de Hertz constante em Goldsmith [74]. A figura 5.3 apresentam os resultados dos testes de impacto para a placa CTACPL-2 que não foi testada até a ruptura, mas sim a até 103 impactos. 1o Impacto 30o Impacto 60o Impacto 90o Impacto 3000 2500 Força (N) 2000 1500 1000 500 0 0,000 0,001 0,002 0,003 0,004 Tempo (s) Figura 5.3 - Curvas de força versus tempo para o impacto com queda de 100 cm sobre uma amostra de empilhamento [0/90] fabricada no IAE/CTA (CTACPL-2), testada até 103 impactos. A princípio as curvas mostradas nas duas figuras, 5.2 e 5.3, deveriam ser semelhantes. Porém, pode-se notar que o formato da curvas de força versus tempo são ligeiramente diferentes, principalmente, para a curva do 1o impacto. Esta diferença da resposta mecânica 194 obtida pode ser devido às eventuais diferenças entre as estruturas e as espessuras das placas testadas. O tipo de condição de contorno utilizada nestas amostras também poderia justificar este resultado. Estas duas placas foram submetidas às condições de contorno “frouxo” e “rígido”, que pussuem diferenças entre si. O efeito da condição de contorno sobre os resultados mecânicos dos ensaios já foram mencionados por Greszczuk e Chao [64]. A figura 5.3 também apresenta as características discutidas para as curvas anteriores, ou seja, diminuição da força máxima e aumento do tempo de impacto para um maior número de impactos. As mudanças nos valores de força máxima e tempo de impacto são melhor quantizados no item 5.1.1.3. Um sinal da propagação de ondas elásticas no início da curva do 1o impacto e a diminuição dos picos presentes nas curvas com o número de impactos também podem ser observados na figura 5.3. 1p Impacto 4000 60p Impacto 120p Impacto Força (N) 3000 200p Impacto 2000 1000 0 0,000 0,001 0,002 0,003 0,004 Tempo (s) Figura 5.4 - Curvas de força versus tempo para o impacto com queda de 100 cm sobre a amostra de empilhamento [0/45/90] assimétrico fabricada no IAE/CTA (CTAASS-1) testada até 203 impactos. A figura 5.4 mostra quatro curvas de força versus tempo obtidas pelo ensaio da placa CTAASS-1. As curvas mostradas nesta figura demonstram que a placa assimétrica apresentou uma maior força máxima em impacto do que as demais placas do CTA mostradas. Esta maior força máxima é devido à maior constrição para deformação que dá o tipo de geometria de 195 reforçamento da placa assimétrica que tem o seu reforço distribuído em três direções diferentes (0º, 45º e 90º). As demais placas possuem o reforçamento ou em duas direções (0º e 90º para as placas CTACPL-1 e CTACPL-2) ou em uma direção (90º para a placa CTAUN4). Quanto mais direções de reforçamento tiver a placa, maior será a sua restrição à deformação e maior a força máxima apresentada em impacto [7, 64]. A figura 5.4 também apresenta curvas de força versus deformação com as características já apontadas para as demais curvas. No que diz respeito à tendência de diminuição da força máxima e ao aumento do tempo de impacto, as curvas mostradas nos itens 5.1.1.3 e 5.1.1.4 oferecem maiores informações a este respeito. 5.1.1.2 – Gráficos de força versus deslocamento As curvas de força versus deslocamento indicam como se dá a variação da força sentida pelo impactador, à medida em que este deforma a placa ou o perfil compósito sendo testado. O valor do deslocamento é calculado indiretamente pela integração dupla da curva força versus tempo obtida do sistema de aquisição de dados. A figura 5.5 mostra quatro curvas de força versus deslocamento do impactador para o teste da placa CTAUNI-4. Estas gráficos e os demais foram plotados para os mesmos números de impacto das curvas de força versus tempo de impacto. As curvas mostram, claramente, que há uma tendência no aumento da deformação apresentada pela placa durante o impacto, cujo valor máximo cresce de 5,5mm no 1o impacto para até 8,3mm no 33o impacto. A redução das oscilações nas curvas, à medida em que mais impactos são realizados, também está correlacionada com a redução da geração de danos e com o aumento na propagação estável destes. Na figura 5.5, pode-se notar que a última curva, para o 33o impacto, tem o seu traçado bem mais separado que as demais. Isto ocorre porque, nos compósitos de reforço unidirecional, como já descrito, o processo de fratura é relativamente abrupto. Desta forma, a última curva é mais destacada que as demais por refletir uma situação de carregamento em impacto muito mais próximo à ruptura do que as outras curvas. A figura 5.6 mostra as curvas de força versus deslocamento do impactador para o compósito CTACPL-1. Estas curvas demonstram, como as demais, a tendência da placa se deformar cada vez mais, à medida em que mais impactos são realizados sobre a mesma. 196 3000 1o Impacto 2500 10o Impacto 22o Impacto Força (N) 2000 33o Impacto 1500 1000 500 0 0 1 2 3 4 5 6 7 8 9 Deslocamento do impactador (mm) Figura 5.5 - Curvas de força versus deslocamento do impactador para o impacto com queda de 100 cm sobre uma amostra unidirecional fabricada no IAE/CTA (CTAUNI4) que resistiu a 34 impactos. 3000 1o Impacto 300o Impacto 600o Impacto 900o Impacto 2500 Força (N) 2000 1500 1000 500 0 0 1 2 3 4 5 6 7 Deslocamento do impactador (mm) Figura 5.6 - Curvas de força versus deslocamento do impactador para o impacto com queda de 95 cm sobre uma amostra de empilhamento [0/90] fabricada no IAE/CTA (CTACPL-1) que resistiu a 1500 impactos. 197 Observa-se que as curvas do 300o , 600o e 900o impacto da figura 5.6 são muito semelhantes, diferindo-se apenas na quantidade de deformação e no valor de força máxima em impacto que a placa suportou. Isto reflete uma condição de propagação de danos estável, apesar de que alguma criação de danos mais abrupta possa ter ocorrido em impactos intermediários entre estas mesmas curvas. A figura 5.7 apresenta algumas curvas de força versus deslocamento do impactador para o impacto sobre a placa CTACPL-2. Mais uma vez, a diferença na condição de contorno entre esta placa e a placa CTACPL-1 faz com que a curva relativa ao 1o impacto seja bem diferente em ambas as amostras. A amostra CTACPL-1, que foi menos apertada no porta amostras, apresenta uma curva de força versus deslocamento do impactador mais aberta, com o valor do deslocamento final do impactador bem maior do que a curva equivalente ao 1o impacto na amostra CTACPL-2. A pequena diferença relativa aos valores máximos de deslocamento do impactador entre as amostras CTACPL-1 e CTACPL-2 pode ser explicada pela pequena diferença de espessura das placas, cujos valores estão contidos na tabela 5.1. 3000 1o Impacto 30o Impacto 2500 60o Impacto 90o Impacto Força (N) 2000 1500 1000 500 0 0 1 2 3 4 5 6 7 Deslocamento do impactador (mm) Figura 5.7 - Curvas de força versus deslocamento do impactador para o impacto com queda de 100 cm sobre uma amostra de empilhamento [0/90] fabricada no IAE/CTA (CTACPL-2), testada até 103 impactos. 198 A figura 5.8 mostra algumas curvas de força versus deslocamento do impactador obtidas no ensaio da placa CTAASS-1. É claramente observado que esta placa, além de apresentar maiores valores de força máxima, também apresentou menores valores de deformação em impacto, que é traduzida pelos menores valores registrados de deslocamento do impactador. Conforme já descrito, este comportamento está correlacionado com a geometria de reforçamento desta placa, que se dá em mais direções do que as placas unidirecioanl e “cross-ply”. 1p Impacto 4000 60p Impacto 120p Impacto Força (N) 3000 200p Impacto 2000 1000 0 0 1 2 3 4 5 6 Delocamento do impactador (mm) Figura 5.8 - Curvas de força versus deslocamento do impactador para o impacto com queda de 100 cm sobre a amostra de empilhamento [0/45/90] assimétrico fabricada no IAE/CTA (CTAASS-1) testada até 203 impactos. 5.1.1.3 – Gráficos de força máxima versus número de impactos A força máxima que pode ser registrada durante um ensaio de impacto, medida diretamente dos gráficos apresentados nos itens 5.1.1.1 e 5.1.1.2, pode não corresponder a um comportamento geral do material sob teste. Isto porque os picos que ocorrem na curva força versus tempo de impacto podem mascarar o valor real da força máxima sendo determinada. Estes picos são correspondentes às variações dinâmicas nas condições de geração, tomada e interpretação do sinal pelo sistema de testes. 199 Por isso, deve-se tomar o cuidado ao se analisar pontos isolados dos gráficos obtidos diretamente de um impacto. Mesmo que a força máxima siga um certo comportamento, podese obter variações de até 10% no valor da força máxima em impactos sequenciados conforme observado experimentalmente nos ensaios e conforme indicados pelas curvas de regressão e predição apresentadas neste item. A fim de se evitar este incoveniente, deve-se considerar conjuntamente todos os resultados obtidos nos ensaios com todas as amostras de uma mesma configuração de ensaio de impacto. Desta forma, as variações existentes na tomada de dados dos vários ensaios podem ser quantificadas por meio de uma média e um desvio padrão. Assim sendo, na confecção dos gráficos deste item, foram retirados os valores de força máxima para cada curva força versus tempo para cada impacto e para cada configuração de geometria e carregamento em impacto. Todos os pontos discretos de força máxima para as configurações unidirecional, “cross-ply” e assimétrica são plotados em gráficos em função do número de impactos exercido sobre as respectivas placas. A variação dos valores de força máxima é mostrada graficamente pelas figuras 5.9, 5.10 e 5.11 respectivamente para as placas unidirecionais testadas até a ruptura, para as placas “croos-ply” testadas até 103 impactos e para a placa de reforçamento assimétrico testada até 203 impactos. 3500 Força máxima (N) 3000 2500 2000 1500 1000 500 -20 0 20 40 60 80 100 120 % impactos para ruptura Figura 5.9 - Gráfico da evolução da força máxima apresentada em impacto em função do percentual do número de impactos, com queda de 100 cm, necessários para a perfuração das placas unidirecionais fabricadas no IAE/CTA. 200 3400 Força máxima (N) 3200 3000 2800 2600 2400 2200 -20 0 20 40 60 80 100 Número de impactos Figura 5.10 - Gráfico da evolução da força máxima apresentada em impacto em função do número de impactos, com queda de 100 cm, nas amostras de empilhamento [0/90] fabricadas no IAE/CTA testada até 103 impactos. 4500 4250 Força máxima (N) 4000 3750 3500 3250 3000 2750 2500 2250 -50 0 50 100 150 200 250 Número de impactos Figura 5.11 - Gráfico da evolução da força máxima apresentada em impacto em função do número de impactos, com queda de 100 cm, sobre a placa de empilhamento [0/45/90] assimétrico fabricada no IAE/CTA (CTAASS-1) testada até 203 impactos. 201 Os gráficos 5.9 a 5.11 mostram que a força máxima registrada em impacto tende sempre a decair com o número de impactos. Em cada gráfico é mostrado uma curva correspondente a uma interpolação realizada sobre os dados disponíveis e duas curvas correspondentes à faixa de predição estatística com 95% de certeza. Os resultados numéricos destas interpolações estão contidas no item 5.1.4. Este item contém a discussão a respeito dos valores obtidos para as regressões e consequentemente do comportamento para cada material. 5.1.1.4 – Gráficos de tempo de duração do impacto versus número de impactos O tempo transcorrido durante o evento de impacto revela a duração total do contato entre o impactador e o compósito testado. O tempo inicial (t=0s) corresponde ao momento em que o impactador toca a superfície do compósito e o valor de duração do impacto corresponde ao momento (t=tf) em que o impactador perde o contato com a placa pelo seu rebatimento, tal como esquematizado no item 2.4.3. Este valor é menos alterado por variações locais na resistência momentânea do compósito do que os valores de força máxima, apresentando, portanto, uma dependência mais estável com o número de impactos exercidos sobre o material. Isto pode ser visto claramente nos gráficos das figuras 5.12, 5.13 e 5.14, respectivamente para as placas unidirecionais, para as placas “cross-ply” e para a placa de reforçamento assimétrico. Nestes gráficos, a variação da duração do impacto se dá com menor dispersão do que a variação da força máxima em impacto. Esta observação visual, que não é tão direta, é confirmada pelos valores do coeficiente de correlação R para as curvas analisadas que estão descritos no item 5.1.4. 202 0,0070 Duração do impacto (s) 0,0065 0,0060 0,0055 0,0050 0,0045 0,0040 0,0035 -20 0 20 40 60 80 100 120 % impacto para ruptura Figura 5.12 - Gráfico da evolução do tempo de duração do impacto em função do percentual do número de impactos, com queda de 100 cm, necessários para a perfuração das placas unidirecionais fabricadas no IAE/CTA. Duração do impacto (s) 0,0046 0,0044 0,0042 0,0040 0,0038 0,0036 0,0034 0,0032 0,0030 -20 0 20 40 60 80 100 Número de impactos Figura 5.13 - Gráfico da evolução do tempo de duração do impacto em função do número de impactos, com queda de 100 cm, nas amostras de empilhamento [0/90] fabricadas no IAE/CTA testadas até 103 impactos. 203 Duração do impacto (s) 0,0048 0,0044 0,0040 0,0036 0,0032 0,0028 0,0024 -50 0 50 100 150 200 250 Número de impactos Figura 5.14 - Gráfico da evolução do tempo de duração do impacto em função do número de impactos, com queda de 100 cm, sobre a placa de empilhamento [0/45/90] assimétrico fabricada no IAE/CTA (CTAASS-1) testada até 203 impactos. 5.1.1.5 – Gráficos da energia dissipada pelo impactador versus número de impactos Os valores de energia absorvida pelo impactador são calculados pela integração das curvas de força versus tempo de impacto, de acordo com a equação para cálculo da energia cinética do impactador descrita no item 2.4.3.1. Uma forma alternativa de se calcular este valor foi pela quantificação da área envolvida pelas respectivas curvas de força versus deslocamento. Quanto maior a área envolvida, maior a energia perdida pelo impactador. Como este parâmetro foi calculado com base em toda a curva de força versus tempo, esperase que a variação deste com o número de impactos executados seja mais estável, do que a variação da força máxima e do tempo de duração do impacto. Porém, de acordo com o que pode ser visto em todos os gráficos de energia dissipada pelo impactador versus número de impacto e pelos resultados das regressões mostrados no item 5.1.4, a dispersão em torno da variação deste parâmetro é a maior dentre os demais parâmetros apresentados. Isto pode ocorrer porque no cálculo da energia cinética do 204 impactador são feitas algumas considerações, discutidas no item 2.4.3.1, que não são completamente válidas para o ensaio analisado. Neste caso, o erro cometido nas considerações feitas, leva a um erro acumulativo que se reflete na maior dispersão dos pontos dos gráficos apresentados neste item. Além disso, espera-se que este parâmetro apresente uma maior sensibilidade com a ocorrência de danos na estrutura do material. Assim, como o processo de geração de danos é pouco sequênciado ao longo de alguns ensaios, pode-se prever uma variação também não homogênea dos valores da energia dissipada do impactador. Os gráficos 5.15, 5.16 e 5.17 mostram como se dá a variação da energia dissipida pelo impactador, à medida em que são realizados impactos sobre as placas de reforço unidirecional, de reforço bidirecional e na placa CTAASS, respectivamente. Conforme pode ser visto nestes gráficos, a energia dissipada pelo impactador apresenta uma tendência de aumento com um maior número de impactos exercidos sobre a placa. Isto ocorre porque a placa, ao ter mais danos introduzidos em impacto, também se deforma cada vez mais em impacto tendendo, desta forma, a absorver cada vez mais energia Energia dissipada pelo impactador (J) do impactador. 9 8 7 6 5 4 3 2 1 -20 0 20 40 60 80 100 120 % impactos para ruptura Figura 5.15 - Gráfico da evolução da energia que é dissipada pelo impactador em função do percentual do número de impactos, com queda de 100 cm, necessários para a perfuração das placas unidirecionais fabricadas no IAE/CTA. Energia dissipada pelo impactador (J) 205 5,2 4,8 4,4 4,0 3,6 3,2 2,8 2,4 2,0 -20 0 20 40 60 80 100 Número de impactos Energia dissipada pelo impactador (J) Figura 5.16 - Gráficos da evolução da energia que é dissipada pelo impactador em função do número de impactos, com queda de 100 cm, nas amostras de empilhamento [0/90] fabricadas no IAE/CTA. 8 7 6 5 4 3 2 1 0 -50 0 50 100 150 200 250 Número de impactos Figura 5.17 - Gráficos da evolução da energia que é dissipada pelo impactador em função do número de impactos, com queda de 100 cm, sobre a placa de empilhamento [0/45/90] assimétrico fabricada no IAE/CTA (CTAASS-1) testada até 200 impactos. 206 5.1.2 – Materiais da EMBRAER Os resultados obtidos com os materiais fornecidos pela Embraer oferecem informações a respeito do comportamento ao impacto destes compósitos, quando se varia a espessura, o tipo de reforço e a altura de queda do impactador. As tabelas 5.2, 5.3 e 5.4 mostram os resultados de resistência ao impacto, espessura média da placa, altura de impacto e condição de contorno para as placas reforçadas com fibras de carbono, reforçadas com fibras de kevlar e reforçadas com fibras de vidro, respectivamente. Por razões de conveniência, os resultados para o teste de duas placas hibrídas foram colocados na tabela 5.4, juntamente com os resultados das placas reforçadas com fibras de vidro. Os resultados apresentados por estas tabelas são utilizados para se definir qual amostra será utilizada como representativa do comportamento da configuração de reforço e espessura. Esta amostra foi utilizada para se obter os gráficos de força versus tempo de impacto e força versus deslocamento do impactador contidos neste item. Nos casos em que apenas uma amostra foi testada, em uma certa condição de impacto, esta amostra será utilizada como representativa, porém devem ser feitas restrições para a representatividade dos dados obtidos nesta condição de impacto já que outras amostras não foram testadas. 207 Tabela 5.2 – Dados de resistência ao impacto das placas de fibra de carbono fornecidas pela Embraer. AMOSTRA ESPESSURA (mm) ALTURA DE IMPACTO (m) NÚMEROS DE IMPACTOS PARA RUPTURA EMBCB3-1 1,161 1,0 1 EMBCB3-2 1,161 0,5 4 Média CB3 1,161 – – EMBCB4-1 1,531 1,0 2 EMBCB4-2 1,531 0,5 17 EMBCB4-3 1,531 0,5 14 EMBCB4-4 1,531 0,5 14 EMBCB4-5 1,531 0,5 13 EMBCB4-6 1,531 0,5 15 Média CB4** 1,53 0,5 14,6 6% EMBCB6-1 2,29 1,0 18 EMBCB6-2 2,29 0,5 >1500 EMBCB6-3 * 2,29 EMBCB6-4 2,29 1,0 12 EMBCB6-5 2,29 1,0 9 EMBCB6-6 2,29 1,0 8 EMBCB6-7 2,29 1,0 9 Média CB6*** 2,29 1,0 9,5 9% * - amostra testada quase-estaticamente; ** - não é considerado o impacto com queda de 1m e placa EMBCB4-2; *** - não é considerado o impacto com queda de 0,5m e placa EMBCB6-1. CONDIÇÃO DE CONTORNO frouxo frouxo – frouxo frouxo rígido rígido rígido rígido – frouxo rígido rígido rígido rígido rígido rígido – 208 Tabela 5.3 - Dados de resistência ao impacto das placas de fibra de kevlar fornecidas pela Embraer. AMOSTRA ESPESSURA (mm) ALTURA DE IMPACTO (m) NÚMEROS DE IMPACTOS PARA RUPTURA CONDIÇÃO DE EMBKV6-1 EMBKV6-2 EMBKV6-3 EMBKV6-4 EMBKV6-5 EMBKV6-6 Média KV6 ** EMBKV8-1 EMBKV8-2 EMBKV8-3 EMBKV8-4 Média KV8 *** EMBKV10-1 EMBKV10-2 EMBKV10-3 * EMBKV10-4 EMBKV10-5 EMBKV10-6 EMBKV10-7 Média KV10 **** 1,381 1,381 1,381 1,381 1,381 1,381 1,381 1,796 1,796 1,796 1,796 1,796 2,277 2,277 2,277 2,277 2,277 2,277 2,277 2,277 1,0 0,5 0,5 0,5 0,5 0,5 0,5 1,0 0,5 0,5 0,5 0,5 1,0 0,5 1,0 1,0 1,0 1,0 1,0 2 6 7 5 6 6 6 12% 3 57 18 11 14,5 34% 9 860 6 6 6 7 6,3 8% frouxo frouxo intermediário intermediário intermediário intermediário – frouxo frouxo rígido rígido – frouxo frouxo rígido rígido rígido rígido Rígido – CONTORNO * - testado quase-estaticamente; ** - desconsidera impacto a 1m; *** - desconsidera impacto a 1m e placa EMBKV8-2; **** - desconsidera impacto a 0,5m e placa EMBKV10-1. 209 Tabela 5.4 - Dados de resistência ao impacto das placas de fibra de vidro e híbridas (kevlar e vidro) fornecidas pela Embraer. AMOSTRA ESPESSURA (mm) ALTURA DE IMPACTO (m) NÚMEROS DE IMPACTOS PARA RUPTURA CONDIÇÃO DE EMBVD6-1 EMBVD6-2 EMBVD6-3 Média VD6 ** EMBVD8-1 EMBVD8-2 EMBVD8-3 * EMBVD8-4 EMBVD8-5 EMBVD8-6 EMBVD8-7 Média VD8 *** EMBVD10-1 Média VD10 EMBMX6-1 EMBMX6-2 EMBMX6-3 Média MX6 1,455 1,455 1,455 1,455 1,92 1,92 1,92 1,92 1,92 1,92 1,92 1,92 2,426 2,426 1,341 1,341 1,341 1,341 1,0 0,5 0,5 0,5 1,0 0,5 1,0 1,0 1,0 1,0 1,0 1,0 1,0 1,0 0,5 * – 4 58 36 47 33% 28 473 12 22 20 15 17,3 26% 80 – 3 37 * – rígido rígido rígido – frouxo rígido rígido rígido rígido rígido rígido – rígido – rígido rígido rígido – CONTORNO * - testado quase-estaticamente; ** - desconsidera impacto a 1m; *** - desconsidera impacto a 0,5m e placa EMBKV8-1. A tabela 5.2 mostra que as placas reforçadas com fibras de carbono com 3 camadas são muito pouco resistentes. Mesmo em impactos com queda do impactador de 0,5m de altura, a resistência é muito baixa. Por isso, não se realizou mais ensaios de impacto com estas placas. As placas reforçadas com fibras de carbono de 4 camadas também apresentaram uma baixa resistência ao impacto com queda do impactador de 1m de altura. Porém, com queda de 0,5m estas placas resistiram, em média, a 14 impactos na condição de contorno “rígido”. Nota-se que o desvio em torno da média é relativamente pequeno para placas testadas na mesma condição de contorno. 210 As placas de fibra de carbono com 6 camadas apresentaram uma resistência relativamente baixa em impactos com queda do impactador de 1m de altura (< 10 impactos). Entretanto, com quedas de 0,5m de altura, o impactador não conseguiu romper a placa EMBCB6-2 com 1500 impactos. Esta mesma placa foi posteriormente testada com queda do impactador a 1m, fornecendo uma resistência de 8 impactos, pouco inferior à média obtida para esta configuração (9,5 impactos). Isto quer dizer que pouco dano foi introduzido pelos impactos a 0,5m de altura de queda do impactador. Este material apresenta, consequentemente, uma forte transição de resistência em impacto de acordo com a altura de queda utilizada no ensaio. A tabela 5.3 mostra que as placas reforçadas com fibras de kevlar da Embraer com 6 camadas resistem muito pouco a impactos com queda do impactador de 1m de altura. Ensaios realizados nesta espessura revelaram pouca variação na resistência obtida para impactos com queda do impactador de 0,5m, mesmo quando se considera diferentes condições de contorno ou de fixação da amostra no porta amostras. As placas reforçadas com fibras de kevlar com 8 camadas também resistem pouco a impactos de 1m de altura de queda do impactador. Neste caso, só foi realizado o ensaio com a placa EMBKV8-1. A condição de contorno influenciou mais os valores de resistência em impacto desta espessura de placa de compósito. Pode-se observar pela tabela 5.3 que a amostra EMBKV10-2, testada a 0,5m de altura de queda do impactador, apresentou uma grande resistência a impacto. O valor da resistência a impacto desta amostra é muito superior ao das demais amostras testadas em impactos com altura de queda do impactador de 1,0m. Isto indica que provavelmente existe uma transição da resistência a impacto para esta espessura de material. Ressalta-se que esta transição também foi observada, de uma maneira mais intensa, para uma espessura equivalente para as placas de fibra de carbono. As placas com 10 camadas apresentaram uma resistência a impacto a 1m de altura de queda, praticamente igual à resistência obtida para as placas com 6 camadas, testadas por impacto com 0,5m de queda do impactador. Isto quer dizer que, aumentando-se de 6 para 10 camadas, ou aumentando-se 65% a espessura da placa de kevlar, obtêm-se a mesma resistência a impactos com o dobro de energia, pelo menos nas condições de teste utilizadas. 211 Nesta espessura de placa foi pequena a diferença entre a resistência a impacto da placa fixada manualmente, da resistência média obtida para as placas fixadas no porta amostras por meio de ferramentas. Considerando todas as diferenças entre as resistências obtidas para as placas fixadas manualmente e fixadas com o auxílio de ferramentas, pôde-se perceber que ocorreu uma maior diferença nas placas com 8 camadas. Esta maior diferença deve estar simplesmente correlacionada com um menor aperto da placa EMBKV8-2 no porta amostras. Portanto, pode-se justificar a utilização da fixação por meio de ferramentas, já que este tipo de fixação gera menos variações de condição de contorno. A tabela 5.4 mostra os resultados obtidos nos ensaios com algumas placas de fibra de vidro e com duas placas híbridas. Pode-se notar, diretamente pela comparação entre as tabelas 5.2, 5.3 e 5.4, que as resistências obtidas para as placas reforçadas com fibras de vidro são maiores do que as resistências obtidas para as placas reforçadas com outras fibras. Neste caso deve-se levar em conta espessuras iguais ou semelhantes para comparar. Uma melhor descrição destas diferenças de resistência a impacto com o tipo de reforço está contida no item 5.1.4. Foi determinada uma transição entre baixa resistência e alta resistência a impacto para as placas reforçadas com fibras de vidro com 8 camadas (espessura de 1,92mm). Deve-se notar que a transição obtida, para a resistência em impactos de 0,5m e de 1,0m de altura de queda do impactador para as placas de fibra de vidro, é menos abrupta do que a obtida para as placas de carbono e kevlar. Enquanto que, a resistência a impacto para as placas de fibra de vidro varia de 17 para 473 impactos, nas placas de fibra de kevlar a resistência varia de 6 para 860 impactos e nas placas de fibra de carbono a resistência varia de 9 para mais de 1500 impactos. Obviamente mais placas deveriam ser testadas na situação de 0,5m de altura de queda para obter dados estatisticamente mais precisos. A placa EMBVD10-1 apresentou uma resistência a impacto tão grande, com quedas do impactador de 1m de altura, que não se testou placas desta espessura em impactos com quedas do impactador de 0,5m de altura. As duas placas híbridas testadas em impacto apresentaram uma resistência aproximadamente intermediária entre as resistências das placas reforçadas somente com fibras de vidro e somente com fibras de kevlar, com espessuras semelhantes. 212 Após a apresentação de resultados de carregamento quase-estático, uma série de gráficos contendo informações sobre as diversas configurações serão apresentados. Gráficos de força versus tempo e de força versus deslocamento do impactador serão mostrados, para diferentes espessuras de um mesmo material de reforço e para diferentes estágios de dano por impacto. Os gráficos dos parâmetros força máxima, duração do impacto e energia dissipada pelo impactador versus número percentual de impactos para a ruptura serão mostrados, como anteriormente, para diferentes amostras de um mesmo material sofrendo o mesmo tipo de impacto. 5.1.2.1 – Gráficos de compressão quase-estática Uma placa de cada tipo de fibra de reforço foi utilizada para se fazer ensaios de carregamento quase-estático. Estes ensaios tiveram como objetivo obter a resposta mecânica do material sob condições de carregamento geometricamente semelhantes às condições de carregamento em impacto porém com uma taxa de carregamento muito menor. Foram realizados ensaios de compressão quase-estática nas placas doadas pela Embraer empregando-se uma mesma configuração de fixação em impacto, exatamente como feito por Wardle e colab. [89]. Neste ensaio deve-se ter garantia de que as bordas da placa em teste não escapem do sistema de fixação durante a aplicação da carga. Neste caso, somente as placas da Embraer puderam ser fixadas de maneira satisfatória no sistema de porta amostras disponível. Foram escolhidas as amostras de maior espessura para cada tipo de reforço e que apresentaram aproximadamente o mesmo nível de resistência em impacto. Para o caso das amostras do CTA verificou-se que a maior espessura das placas levava a uma condição de fixação não adequada. Se houvesse pouco aperto no porta amostras, durante o teste de compressão as placas acabavam escorregando nos contornos. Por outro lado, se o aperto no porta amostras era maior, ocorria o trincamento das placas no momento de sua fixação. Os perfis da Enmac não foram testados quase-estaticamente porque o sistema de fixação dos perfis não pode ser tão rapidamente adaptado na máquina de compressão quanto o sistema de fixação das placas. Um esquema da montagem utilizada para a realização do ensaio é mostrada na figura 5.18. O conjunto placa e porta amostras foi posicionado entre as garras de uma máquina 213 Universal de testes Instron de tal forma que a base do porta amostras permaneceu rigidamente apoiada sobre a mesa da máquina de testes. Figura 5.18 – Esquema da montagem utilizada para os ensaios de compressão quaseestática das placas doadas pela Embraer. Em seguida, as placas foram comprimidas, no seu centro, por meio de um penetrador de ponta esférica, de diâmetro de ½ polegada e a uma taxa de carregamento de 0,2cm/minuto. Para fins de comparação, a taxa de carregamento nos ensaios de impacto utilizados neste trabalho aproxima-se de 15000cm/minuto, conforme registrada no ensaio de impacto da placa EMBVD10-1. Com isso, espera-se que o comportamento mecânico das placas, obtido nos ensaios de compressão quase-estática, seja bem distintos do comportamento mecânico em impacto [26, 62, 73]. A figura 5.19 mostra o gráfico de força versus deslocamento do penetrador obtido no ensaio de compressão quase-estática da placa de fibra de carbono EMBCB6-3. Pode-se notar, pelo gráfico apresentado, que a ruptura desta placa se dá de uma maneira frágil. O nível de carga suportado pela placa vai aumentando elasticamente até que ocorre uma larga geração de danos quando o deslocamento chega a 6mm. A partir deste ponto, o nível de carga decai com variações de força devido à geração de delaminações, até o deslocamento de 9mm. Neste ponto o compósito praticamente se rompe por completo. 214 Figura 5.19 - Gráfico de força versus deslocamento para o ensaio quase-estático de uma placa reforçada por fibras de carbono (EMBCB6-3) fabricada pela Embraer. A figura 5.20 mostra o mesmo gráfico obtido para o teste da placa EMBKV10-3. Pode-se observar que o nível de carregamento suportado por esta placa foi menor do que o suportado pela placa reforçada por fibras de carbono. Além disso, a placa reforçada com fibras de kevlar não apresenta uma redução abrupta no nível de carregamento imposto ao ocorrer uma larga geração de danos. O nível de carregamento se manteve praticamente constante durante as delaminações que se seguiram ao início do processo de fratura. Estas delaminações são evidenciadas pelos 5 picos superiores da curva de força versus deslocamento no nível de 2250N. Após 10mm de deslocamento do travessão, as delaminações cessaram e o nível de carregamento diminuiu até a completa perfuração da placa. 215 Figura 5.20 - Gráfico de força versus deslocamento para o ensaio quase-estático de uma placa reforçada por fibras de kevlar (EMBKV10-3) fabricada pela Embraer. A figura 5.21 apresenta a curva força versus deslocamento correspondente ao ensaio de compressão da placa EMBVD8-3. O comportamento mecânico obtido é bem distinto daquele verificado para as placas reforçadas com fibras de carbono e kevlar, mostrado pelas figuras 5.19 e 5.20. O processo de ruptura do compósito reforçado por fibras de vidro é caracterizado por uma pequena perda de resistência no ponto de carga máxima. Após esta perda de resistência, o nível de carregamento suportado pela placa vai diminuindo gradualmente até a sua ruptura final. Desta forma, não foi observado um rápido processo de fratura como o apresentado pela placa de fibra de carbono, que tem uma rápida perda de resistência após o início da ruptura. Esta placa também difere do comportamento apresentado pelas placas de carbono e kevlar, porque não foram registrados descarregamentos relativos à ocorrência de delaminações. As delaminações provocam o surgimento de picos de carga na curva força versus deslocamento que não são visíveis na curva apresentada na figura 5.21. A figura 5.22 apresenta o comportamento em compressão quase estática da placa híbrida EMBMX6-3. O gráfico mostra um perda abrupta de carga, com um deslocamento de 7,8mm, que é relativa à ruptura da camada externa reforçada por fibras de vidro. Após esta 216 perda de carga, o compósito perde a sua resistência de maneira semelhante à perda final de resistência da placa de fibra de kevlar. Figura 5.21 - Gráfico de força versus deslocamento para o ensaio quase-estático de uma placa reforçada por fibras de vidro (EMBVD8-3) fabricada pela Embraer. Figura 5.22 – Gráfico de força versus deslocamento para o ensaio quase-estático de uma placa reforçada por fibras de vidro e kevlar (EMBMX6-3) fabricada pela Embraer. 217 Os resultados numéricos dos ensaios de compressão quase-estática, mostrados nos gráficos anteriores, estão listados na tabela 5.5. Tabela 5.5 – Resultados numéricos dos ensaios de compressão quase-estática em algumas amostras de placas da Embraer. Código da placa testada (espessura em mm) FD Fmáx LD LFmáx Lfrat Energia consumida (J) EMBCB6-3 (2,29) 2,63 3,11 5,5 6,4 11,4 18,8 EMBKV10-3 (2,28) 1,96 2,33 6,2 6,9 12,5 17,8 EMBVD8-3 (1,92) 1,44 1,63 6,4 7,7 13,0 11,1 EMBMX6-3 (1,34) 1,22 1,37 6,9 8,0 12,1 7,32 Força (kN) Deslocamento (mm) Nesta tabela, os parâmetros apresentados têm os seguintes significados: FD – nível de força na qual o compósito começa a apresentar dano, que é perceptível por uma queda no gráfico de força versus deslocamento. Fmáx - força máxima que o compósito suporta durante o ensaio. LD – nível de deslocamento do travessão da máquina de compressão, no qual ocorre o início da geração de danos no compósito perceptível graficamente. LFmáx – nível de deslocamento do travessão da máquina de compressão, no qual é atingido o máximo valor de força de compressão no ensaio. Lfrat –deslocamento total do travessão da máquina de compressão ao término do ensaio com a ruptura da amostra testada. Energia consumida – valor total da energia gasta pela máquina de ensaios na ruptura da placa em teste, calculada como sendo a integral das curvas de força versus deslocamento. Pela tabela 5.5 pode-se observar claramente que a placa que apresenta a maior força de resistência em compressão quase-estática é a placa reforçada com fibras de carbono. Isto pode ser explicado primeiramente pela maior resistência das fibras de carbono e, em segundo lugar, 218 pela maior espessura desta placa em relação às demais. Por outro lado, a placa de fibra de carbono é a que apresenta maior fragilidade, o que se pode ver pelo menor valor dos parâmetros LD e LFmáx que estão correlacionados com a capacidade do material se deformar se houver ruptura. A placa reforçada com fibras de vidro apresentou uma força máxima em compressão, assim como uma energia de ruptura, menor do que as apresentadas pelas placas reforçadas por fibras de carbono e kevlar. Esta placa, porém, mostrou uma maior capacidade de deformação até o início da geração de danos, LD, e até a sua ruptura final, Lfrat. Os valores apresentados na tabela 5.5 não devem ser comparados imediatamente, a não ser para o caso das placas reforçadas por fibras de carbono e kevlar que possuem praticamente a mesma espessura. Para a comparação dos resultados obtidos deve-se determinar uma tensão de ruptura característica através do correlacionamento das propriedades mecânicas do material, da geometria, e da força máxima registrada neste ensaio (equação 2.29). Porém, não foram fornecidas todas as características mecânicas necessárias para a determinação desta tensão o que inviabiliza a comparação desta forma. Por outro lado, a razão entre o valor de carga máxima pela espessura de cada placa não é considerada como parâmetro de caracterização da resistência do material devido à dependência não linear existente entre a espessura do material e a força de compressão medida nestas circunstâncias [77]. O que pode ser feito é a comparação dos valores de força máxima obtidos nos ensaios com os respectivos valores de força máxima em impacto e número de impactos para a ruptura. Neste caso, a placa de fibra de vidro, apesar de apresentar uma menor força de resistência neste ensaio, apresenta uma resistência em impacto superior às outras placas, mesmo com a diferença existente entre as espessuras. Este é um importante resultado porque demonstra que os ensaios de impacto possuem particularidades de carregamento mecânico que não são simuladas em um ensaio de compressão quase-estática, mesmo que este seja realizado nas mesmas condições geométricas do carregamento de impacto. A placa reforçada com fibras de kevlar apresenta as características de compressão quase-estática intermediárias às placas reforçadas com fibras de carbono e fibras de vidro. A placa híbrida, por ser demasiada fina, apresenta a menor resistência entre estas placas testadas (EMBCB6, EMBKV10 e EMBVD8). 219 5.1.2.2 – Gráficos de força versus tempo Os gráficos da figura 5.23 mostram a variação da força versus tempo de impacto para o 1o impacto em três espessuras diferentes de compósitos reforçados com fibras de carbono, testados em duas condições de carregamento de impacto. Ambos os gráficos da figura 5.23 mostram que os compósitos com maior espessura apresentam curvas de maior amplitude e menores intervalos de tempo de duração do impacto. São visíveis as variações iniciais de força correlacionadas com a propagação de uma onda elástica no início do evento de impacto, conforme já discutido para os resultados das placas fabricadas no CTA. Neste caso, as amostras EMBCB3-2, EMBCB4-6 e EMBCB6-2 são as amostras representativas para os ensaios de impacto com queda do impactador de 0,5m de altura, e as amostras EMBCB3-1, EMBCB4-1 e EMBCB6-7 são as amostras representativas para os ensaios com queda de 1,0m. Nota-se por estas curvas e nas seguintes, uma maior presença de oscilações de força na tomada de sinal dos ensaios com as placas doadas pela Embraer. Estas variações, que não eram obtidas para os compósitos de fibra de carbono do CTA, podem ser justificadas, principalmente, pela ruptura de fibras de reforço. Nestas placas, a ruptura do reforço gera oscilações localizadas na região de contato entre o compósito e o impactador, devido à liberação de energia elástica de fratura. Este efeito é maior nos compósitos da Embraer do que nos compósitos fabricados no CTA, provavelmente devido ao reforço por tecido empregado nas placas doadas pela Embraer, que deixa os filamentos de carbono mais intercalados e mais propensos a provocar oscilações localizadas à medida em que se rompem. São comuns as variações no sinal da força tomada durante os ensaios de impacto com as placas da Embraer, não só para as placas reforçadas com fibras de carbono. Na figura 5.23.a, pode-se notar claramente que o nível de força registrado aumenta proporcionalmente com a espessura, representada pelo número de camadas, que cada placa possui. No gráfico da figura 5.23.b, o mesmo pode ser notado, apesar de que a curva de força versus tempo para a placa de 3 camadas deste gráfico reflete um ensaio de impacto, onde houve a penetração do impactador, conforme registrado na tabela 5.2. Pela figura 5.23.b pode-se observar que as curvas de força versus tempo para a amostra de 3 camadas, que se rompe neste impacto, e para a amostra de 4 camadas, que se rompe em um impacto posterior, possuem um patamar de força máxima. Este patamar está 220 correlacionado com uma intensa propagação de danos por impacto nestas placas, já que as mesmas apresentam, após impacto, uma grande presença de danos. Desta forma, pode-se esperar que ensaios de impacto que provoquem grande geração de danos apresentem patamares nas respectivas curvas de força versus tempo. A variação do sinal de força para as duas amostras de 6 camadas, mostradas nas figuras 5.23.a e 5.23.b, torna-se mais intensa com o aumento da altura de queda do impactador, assim como também aumenta o nível de força máxima registrada em impacto, mesmo para uma duração praticamente igual. Isto indica que o nível de carregamento, que aumenta a geração de danos, também aumenta as oscilações da força registrada ao longo do ensaio de impacto nas placas da Embraer. 2000 2500 Força (N) 1000 500 EMBCB3 EMBCB4 EMBCB6 2000 Força (N) EMBCB3 EMBCB4 EMBCB6 1500 1500 1000 500 0 0 0,000 0,002 0,004 Tempo (s) (a) 0,006 0,000 0,001 0,002 0,003 0,004 0,005 0,006 Tempo (s) (b) Figura 5.23 - Gráficos de força versus tempo para o 1o impacto com queda de (a) 50 cm e (b) 100 cm sobre as amostras de fibras de carbono da Embraer com 3, 4 e 6 camadas. A figura 5.24 mostra 4 curvas de força versus tempo de impacto, para um ensaio de impacto a 1,0m de queda do impactador de uma mesma amostra de fibra de carbono com 6 camadas, EMBCB6-7. Pode-se notar, claramente que quanto mais a placa vai sendo impactada, menor é a força máxima registrada e maior o tempo de duração do impacto. Também, pode ser percebido que o nível de variação no sinal de força registrado vai diminuindo, à medida em que o número de impactos executados sobe. Estas duas 221 características, que já foram discutidas para os resultados obtidos com as placas do CTA, são apresentadas por todos os compósitos da Embraer. 3000 1o Impacto 2500 3o Impacto 6o Impacto Força (N) 2000 8o Impacto 1500 1000 500 0 0,000 0,001 0,002 0,003 0,004 0,005 0,006 Tempo (s) Figura 5.24 - Curvas de força versus tempo para o impacto com queda de 100 cm sobre uma placa de fibra de carbono da Embraer com 6 camadas (EMBCB6-7) que resistiu a 9 impactos. A figura 5.25 mostra 4 curvas de força versus tempo de impacto, para um ensaio de impacto a 0,5m de queda do impactador de uma mesma amostra de fibra de carbono com 4 camadas, EMBCB4-6. Conforme apresentado por esta figura, esta amostra apresentou pouca geração de danos entre o 1o e o 4o impacto. Isto acontece porque a geração de danos nesta placa não deve ocorrer de maneira tão homogênea quanto ocorre na placa EMBCB6-7. A menor espessura desta placa e a fragilidade da fibra de carbono devem favorecer a distribuição não homogênea da geração de danos. A figura 5.26 mostra dois gráficos da variação da força versus tempo de impacto para o 1o impacto em três espessuras diferentes de compósitos reforçados com fibras de kevlar, testados em duas condições de carregamento de impacto. Pelos gráficos, observa-se claramente a relação direta entre a espessura dos compósitos e o nível de força e o tempo de duração do impacto que são obtidos nos ensaios. 222 Para as placas reforçadas com fibras de kevlar, os códigos das amostras representativas são indicadas nas legendas das figuras 5.26.a e 5.26.b para as duas configurações de ensaios de impacto, respectivamente. 2000 1o Impacto 4o Impacto 1500 10o Impacto Força (N) 14o Impacto 1000 500 0 0,000 0,002 0,004 0,006 0,008 Tempo (s) Figura 5.25 - Curvas de força versus tempo para o impacto com queda de 50 cm sobre uma placa de fibra de carbono da Embraer com 4 camadas (EMBCB4-6) que resistiu a 15 impactos. 1500 2250 EMBKV6-2 EMBKV8-2 EMBKV10-2 1250 1750 1000 1500 Força (N) Força (N) EMBKV6-1 EMBKV8-1 EMBKV10-4 2000 750 500 1250 1000 750 500 250 250 0 0 0,000 0,002 0,004 0,006 0,008 0,000 0,002 0,004 Tempo (s) Tempo (s) (a) (b) 0,006 0,008 Figura 5.26 - Gráficos de força versus tempo para o 1o impacto com queda de (a) 50 cm e (b) 100 cm sobre as amostras de fibras de kevlar da Embraer com 6, 8 e 10 camadas. 223 Observou-se, como indicado através da comparação entre as figuras 5.26.a e 5.26.b que o aumento da altura de queda do impactador, aumenta a quantidade de vibrações registradas no sinal obtido da força, assim como observado para as placas de fibras de carbono na figura 5.23. Pode-se notar, também, que foi obtida uma maior separação entre os níveis de carga registrados para as três placas nos ensaios de impacto a 1m de queda do impactador. Isto pode ser explicado porque as duas placas de menor espessura apresentaram uma grande geração de danos nestes impactos. É distinguível pelos ligeiros patamares de carga das respectivas curvas de força versus tempo para as placas EMBKV6-1 e EMBKV8-1, na figura 5.26.b. Como a propagação de danos não permite que o nível de carregamento suba muito, a placa EMBKV10-4, que não apresentou tanta propagação de danos quanto às demais placas, apresentou uma maior carga máxima em impacto, causando a diferença entre as curvas. No caso dos ensaios de impacto a 0,5m de altura, não houve uma grande propagação de danos, já que as mesmas apresentam uma resistência a impactos de 0,5m de queda do impactador relativamente elevada. A figura 5.27 mostra três curvas obtidas no ensaio da placa EMBKV10-5 testada com queda do impactador de 1,0m de altura. 2500 2000 1o Impacto 3o Impacto Força (N) 1500 5o Impacto 1000 500 0 0,000 0,002 0,004 0,006 0,008 Tempo (s) Figura 5.27 - Curvas de força versus tempo para o impacto com queda de 100 cm sobre uma placa de fibra de kevlar da Embraer com 10 camadas (EMBKV10-5) que resistiu a 6 impactos. 224 A placa EMBKV10-5, como a placa EMBCB4-6, apresenta uma descontinuidade na tendência de diminuição da força máxima com o número de impactos. Pode-se notar que as curvas do 1o e do 3o impactos são praticamente iguais, o que indica que poucos danos foram gerados entre tais impactos. O efeito da fragilidade das fibras é a provável explicação da não homogeneidade na geração dos danos de impacto com o número de impactos, a que foi submetida a placa testada. A figura 5.28 mostra as curvas força versus tempo obtidas no ensaio da placa EMBKV6-5. Esta placa resistiu ao mesmo número de impactos do que a placa EMBKV10-5 e também apresenta uma não homogeneidade na distribuição dos danos de impacto, já que as curvas do 1o e do 3o impacto indicam praticamente o mesmo tempo de duração destes impactos. Neste caso, além do efeito da fragilidade em impacto das fibras de kevlar, também deve ser considerado que a menor espessura desta placa favorece este efeito. 1200 1o Impacto 3o Impacto 1000 5o Impacto Força (N) 800 600 400 200 0 0,000 0,002 0,004 0,006 0,008 Tempo (s) Figura 5.28 - Curvas de força versus tempo para o impacto com queda de 50 cm sobre uma placa de fibra de kevlar da Embraer com 6 camadas (EMBKV6-5) que resistiu a 6 impactos. A figura 5.29 mostra dois gráficos da variação da força versus tempo de impacto para o 1o impacto, em duas e três espessuras diferentes de compósitos reforçados com fibras de vidro, testados em duas condições de carregamento de impacto. As amostras representativas, 225 neste caso, foram as placas EMBVD6-1 e EMBVD8-2 para impactos a 0,5m, as placas EMBVD6-2, EMBVD8-7 e EMBVD10-1 para impactos a 1,0m de queda do impactador. Pelos gráficos, pode-se observar que as curvas de força versus tempo, obtidas nos ensaios de impacto com placas reforçadas por fibras de vidro, possuem menos vibrações do que as placas reforçadas por fibras de carbono e kevlar. Isto indica que há menos geração de danos por ruptura de fibras nestas placas ou, então, que as rupturas ocorrem de maneira mais estável, sem a ocorrência das oscilações que são comuns às placas dos outros dois reforços. A curva para a placa constituída por 6 camadas impactada a 1,0m de altura de queda do impactador mostrada na figura 5.29.b revela uma grande presença de vibrações após o ponto de carregamento máximo em impacto. Esta placa EMBVD6-1, segundo a tabela 5.4, apresenta uma maior geração de danos do que as demais, já que a mesma se rompe com apenas 4 impactos, enquanto que as outras se rompem com mais de 15 impactos. Esta maior geração de danos é refletida nos oscilações observadas na figura 5.29.b. Neste caso, as oscilações só se iniciam após o ponto de carregamento máxima, enquanto que nas demais placas as oscilações ocorrem ao longo de toda a parte superior da curva antes e depois do ponto de força máxima. 3000 1500 EMBVD6-2 EMBVD8-2 1250 2500 2000 Força (N) Força (N) 1000 EMBVD6 EMBVD8 EMBVD10 750 500 250 1500 1000 500 0 0 0,000 0,002 0,004 0,006 0,008 0,000 0,002 0,004 Tempo (s) Tempo (s) (a) (b) 0,006 0,008 Figura 5.29 - Gráficos de força versus tempo para o 1o impacto com queda de (a) 50 cm e (b) 100 cm sobre as amostras de fibras de vidro da Embraer com 6, 8 e 10 camadas. 226 A figura 5.30 mostra uma comparação entre as curvas de força versus tempo obtidas para o 1o impacto, com queda do impactador de 1m, para uma placa reforçada com fibras de kevlar, reforçada com fibras de vidro e uma placa de reforço híbrido com fibras de kevlar e vidro. Todas as placas possuiam o mesmo número de camadas e aproximadamente a mesma espessura. Pode-se observar que o comportamento mecânico da placa híbrida tende a apresentar características intermediárias entre o comportamento da placa de fibra de vidro e a placa de fibra de kevlar. Sabe-se que a primeira camada que se rompe em impacto é a camada exterior em contato com o impactador e que as camadas exteriores do compósito híbrido são constituídas por placas reforçadas com fibras de vidro. Desta forma, o comportamento mecânico do compósito híbrido, traduzido pela curva de força versus tempo, se assemelha ao comportamento mecânico do compósito reforçado com fibras de vidro, até o seu ponto de carga máxima. Após atingir a carga máxima, a curva de força versus tempo do compósito híbrido começa a decair até que se torna igual à curva do compósito reforçado por fibras de kevlar ao final do descarregamento. 2500 2250 EMBKV6 EMBMX6 EMBVD6 2000 Força (N) 1750 1500 1250 1000 750 500 250 0 0,000 0,002 0,004 0,006 0,008 Tempo (s) Figura 5.30 - Comparação entre as curvas de força versus tempo para o 1o impacto com queda de 100 cm sobre placas de fibra de vidro, kevlar e híbrida, entre fibra de vidro e kevlar, todas com 6 camadas. 227 Isto ocorre porque a camada externa de fibras de vidro se rompeu neste ensaio. Esta ruptura mudou a resposta mecânica apresentada pela placa híbrida que perdeu a componente de comportamento mecânico relativa ao compósito de fibra de vidro. Assim, a porção final da curva de força versus tempo do compósito híbrido tornou-se mais semelhante a uma curva de um compósito de kevlar. A figura 5.31 mostra a mesma comparação entre os três tipos de reforçamentos que foi feita pela figura 5.30, porém com queda do impactador de 0,5m de altura. Neste caso, devido ao menor nível de carregamento, a resposta mecânica das três placas é praticamente o mesmo. Deve-se observar que o nível de carga apresentada pela placa híbrida se aproxima mais daquele apresentado pela placa reforçada com fibras de vidro. Existem muitas variações nestas curvas que dificultam uma comparação mais precisa entre estes materiais. 1500 EMBKV6 EMBMX6 EMBVD6 1250 Força (N) 1000 750 500 250 0 0,000 0,002 0,004 0,006 0,008 Tempo (s) Figura 5.31 - Comparação entre as curvas de força versus tempo para o 1o impacto com queda de 50 cm sobre placas de fibra de vidro, kevlar e híbrida, entre fibra de vidro e kevlar, todas com 6 camadas. 228 5.1.2.3 – Gráficos de força versus deslocamento Os gráficos de força versus deslocamento, para 3 diferentes espessuras representativas das placas reforçadas com fibras de carbono, são mostrados na figura 5.32. Na figura 5.32.a são mostradas as curvas relativas ao 1o impacto da série de testes de impacto com queda do impactador de 0,5m de altura. Pode-se observar como que o grau de deslocamento do impactador e os níveis de força registrados nestes ensaios variam, como já mencionado, de acordo com o número de camadas das placas testadas. Como a área envolvida pelas curvas versus delocamento ofereçe o valor da energia dissipada pelo impactador, pode-se dizer que a placa de 3 camadas provocou a maior perda de energia do impactador. Isto está de acordo com a menor resistência em impacto da placa EMBCB3-1, que absorve mais energia do impactador para a geração de danos e o que leva a sua respectiva curva força versus deslocamento a possuir uma maior área. 2000 EMBCB3 EMBCB4 EMBCB6 2000 Força (N) 1500 Força (N) 2500 EMBCB3 EMBCB4 EMBCB6 1000 500 1500 1000 500 0 0 0 2 4 6 8 -2 Deslocamento do impactador (mm) (a) 0 2 4 6 8 10 12 14 Deslocamento do impactador (mm) (b) Figura 5.32 - Gráficos de força versus deslocamento do impactador para o 1o impacto com queda de (a) 50 cm e (b) 100 cm sobre as amostras de fibras de carbono da Embraer com 3, 4 e 6 camadas. Na figura 5.32.b pode-se observar que o nível de força e de deslocamento do impactador aumentam, em relação aos gráficos da figura 5.32.a, devido ao aumento do nível de carregamento em impacto. Neste caso, a placa EMBCB3-1 se rompe logo no 1o impacto, gerando uma curva de força versus delocamento sem a correspondente diminuição do nível de deslocamento do impactador observada nas demais curvas. 229 A figura 5.33 mostra quatro curvas força versus deslocamento para a série de ensaios de impacto, a 1m de queda do impactador, sobre a amostra EMBCB6-7. Nota-se que a diminuição do nível de carga registrado em cada curva é homogeneamente decrescente com o número de impactos exercidos sobre esta amostra. O nível de deslocamento médio do impactador também apresenta-se homogeneamente crescente com a quantidade de impactos. Isto indica que o processo de geração de danos nesta placa ocorreu de maneira bem regular, ao longo do processo de degradação em impacto. 3000 1o Impacto 2500 3o Impacto 6o Impacto Força (N) 2000 8o Impacto 1500 1000 500 0 -1 0 1 2 3 4 5 6 7 8 9 Deslocamento do impactador (mm) Figura 5.33 - Gráficos de força versus deslocamento do impactador para o impacto com queda de 100 cm sobre uma placa de fibra de carbono da Embraer com 6 camadas (EMBCB6-7) que resistiu a 9 impactos. Por outro lado, a figura 5.34 indica que o processo de geração de danos por impacto em uma placa menos espessa foi menos homogêneo. Neste caso, as curvas de força versus deslocamento para a amostra EMBCB4-6 demonstram que no 1o e o 4o impactos foram registrados iguais níveis de força, tal como já mostrado pela figura 5.25. Este gráfico também oferece a informação de que o nível de deslocamento do impactador é ligeiramente maior, e foi dissipada mais energia do impactador no 4o impacto do que no 1o impacto. As demais curvas indicam a tendência normal esperada neste tipo de ensaio. Não foram observadas maiores diferenças entre os gráficos da figura 5.34 e 5.33. 230 2000 1o Impacto 4o Impacto 1500 10o Impacto Força (N) 14o Impacto 1000 500 0 0 2 4 6 8 10 Deslocamento do impactador (mm) Figura 5.34 - Gráficos de força versus deslocamento do impactador para o impacto com queda de 50 cm sobre uma placa de fibra de carbono da Embraer com 4 camadas EMBCB4-6) que resistiu a 15 impactos. A figura 5.35 mostram dois gráficos de força versus deslocamento do impactador para duas configurações de ensaios de impacto, em diferentes espessuras de placas reforçadas por fibras de kevlar. As curvas apresentadas tanto na figura 5.35.a quanto na figura 5.35.b confirmam o comportamento esperado para a variação do nível de carga e deslocamento do impactador em função do número de camadas. 2250 1400 EMBKV6-1 EMBKV8-1 EMBKV10-4 2000 EMBKV6-2 EMBKV8-2 EMBKV10-2 1200 1750 1500 Força (N) Força (N) 1000 800 600 400 1250 1000 750 500 200 250 0 -200 0 0 2 4 6 Deslocamento do impactador (mm) (a) 8 0 2 4 6 8 10 12 14 Deslocamento do impactador (mm) (b) Figura 5.35 - Gráficos de força versus deslocamento do impactador para o 1o impacto com queda de (a) 50 cm e (b) 100 cm sobre as amostras de fibras de kevlar da Embraer com 6, 8 e 10 camadas. 231 A curva mostrada na figura 5.35.b para a placa com 6 camadas informa que o impactador encontrava-se com um grande deslocamento para um nível de carga ainda baixo. Isto está correlacionado com a baixa resistência desta placa que se rompeu com apenas 2 impactos, segundo a tabela 5.3. A baixa resistência da placa induziu a uma deformação residual maior no 1o impacto exercido sobre esta mostrada na figura 5.35.b. A figura 5.36 mostra três curvas força versus deslocamento do impactador para a série de testes de impacto, realizados sobre uma placa reforçada com fibras de kevlar de 10 camadas. Os impactos foram realizados com queda do impactador de 1m de altura. Pelo gráfico, observa-se que a geração de danos se desenvolveu de maneira relativamente homogênea, já que a influência destes danos sobre os níveis de força e deslocamento do impactador é bem equilibrada para estas curvas. 2500 1o Impacto 2000 3o Impacto 5o Impacto Força (N) 1500 1000 500 0 0 2 4 6 8 10 Deslocamento do impactador (mm) Figura 5.36 – Curvas de força versus deslocamento do impactador para impactos com queda de 100 cm sobre uma placa de fibra de kevlar da Embraer com 10 camadas (EMBKV10-5) que resistiu a 6 impactos. A mesma análise pode ser feita para o teste com uma amostra de 6 camadas, testada em impactos, com queda do impactador de 0,5m de altura. De acordo com as curvas mostradas na figura 5.37, que foram obtidas no ensaio com a amostra EMBKV6-5, a diminuição do nível de força registrada em impacto diminui, à medida em que mais impactos 232 são exercidos sobre a placa. O deslocamento máximo do impactador também aumenta proporcionalmente ao número de impactos exercidos. Porém, deve-se notar que o nível de deslocamento registrado na parte inicial e final do 3o e 5o impactos foram semelhantes. Isto ocorreu porque a placa possui uma espessura menor, levando a um comportamento em impacto menos homogêneo do que o comportamento registrado para a placa de 10 camadas. 1200 1o Impacto 1000 3o Impacto Força (N) 800 5o Impacto 600 400 200 0 0 2 4 6 8 10 Deslocamento do impactador (mm) Figura 5.37 – Curvas de força versus deslocamento do impactador para impactos com queda de 50 cm sobre uma placa de fibra de kevlar da Embraer com 6 camadas (EMBKV6-5) que resistiu a 6 impactos. A figura 5.38 apresenta as curvas força versus deslocamento do impactador, obtidas para os ensaios com as placas reforçadas com fibras de vidro. As placas representativas da condição de impacto com queda do impactador de 1m de altura foram: EMBVD6-2, EMBVD8-7 e EMBVD10-1 para impactos a 1,0m de queda do impactador. Como estas placas resistiram mais em impacto do que as placas de outros reforços, as curvas de força versus deslocamento obtidas possuíram maior semelhança. Isto ocorreu porque o nível de energia absorvida no 1o impacto foi praticamente o mesmo, já que a geração de danos nestas placas foi pequena. Pode-se ver este efeito na semelhança entre as curvas mostradas na figura 5.38.a, que são obtidas pelo teste com as placas de 6 e 8 camadas, e entre as curvas mostradas na figura 5.38.b, para as placas de 10 e 8 camadas. 233 A placa EMBVD6-2 apresentou uma resistência em impacto menor do que as demais placas testadas na mesma condição de impacto. Por isso, a respectiva curva força versus deslocamento, mostrada na figura 5.38.b, apresenta um maior nível de deslocamento do impactador do que as demais. Este maior nível de deslocamento está correlacionado com a maior geração de danos nesta placa. Observa-se, também, um maior nível de vibrações nesta curva. Estas vibrações indicam geração de danos neste ensaio. Estas vibrações possuem um caráter diferente das vibrações apresentadas no início da curva mostrada na figura 5.38.b para a placa de 10 camadas. Neste caso, estas vibrações iniciais foram resulantes da propagação de ondas de deformação elástica ao longo da placa. 3000 1500 2500 EMBVD6-2 EMBVD8-2 1250 2000 Força (N) 1000 Força (N) EMBVD6 EMBVD8 EMBVD10 750 500 250 1500 1000 500 0 0 0 2 4 6 Deslocamento do impactador (mm) (a) 8 0 2 4 6 8 10 Deslocamento do impactador (mm) (b) Figura 5.38 – Gráficos de força versus deslocamento do impactador para o 1º impacto com queda de (a) 50 cm e (b) 100 cm sobre as amostras de fibras de vidro da Embraer com 6, 8 e 10 camadas. A figura 5.39 mostra a comparação entre as curvas força versus deslocamento, obtidas no 1o impacto com queda do impactador de 0,5 m de altura sobre as placas EMBKV6-2, EMBVD6-2 e EMBMX6-2. As curvas demonstram que a placa reforçada com fibras de kevlar permitiu um maior deslocamento do impactador, consequentemente, se deformando mais do que as outras duas placas. Nota-se que as curvas obtidas para as placas reforçadas com fibras de vidro e híbrida são praticamente iguais. Como as camadas externas da placa híbrida, constituídas de fibras de vidro, são as mais solicitadas neste ensaio, obtêm-se que o comportamento mecânico da placa híbrida neste ensaio foi semelhante ao comportamento da placa de fibra de vidro. 234 1500 1250 EMBKV6 EMBMX6 EMBVD6 Força (N) 1000 750 500 250 0 0 2 4 6 8 Deslocamento do impactador (mm) Figura 5.39 - Comparação entre as curvas de força versus deslocamento do impactador para o 1o impacto com queda de 50 cm sobre placas de fibra de vidro, kevlar e híbrida entre fibra de vidro e kevlar todas com 6 camadas. Os gráficos apresentados neste item e no item anterior apresentaram algumas particularidades do comportamento em impacto, obtido para os compósitos doados pela Embraer. Deve-se ressaltar que a análise qualitativa e quantitativa do comportamento destes materiais, nos ensaios de impacto realizados, será apresentada nos itens seguintes. 5.1.2.4 – Gráficos de força máxima versus número percentual de impactos Os gráficos da variação da força com tempo ou da força com o deslocamento do impactador sugueriram comportamentos mecânicos bem definidos, à medida em que foram mudadas a espessura das placas e a quantidade de impactos realizados sobre as amostras. Porém, para melhor qualificar estes efeitos, são utilizados gráficos da variação de alguns parâmetros obtidos nos ensaios de impacto com o número de impactos executados sobre a amostra. Para a confecção destes gráficos é importante que tenham sido testadas um maior número de amostras e obtidos um maior número de impactos para cada amostra. Neste caso, 235 nem todas as espessuras e condições de impacto puderam ser analisadas. Procurou-se empregar um mínimo de 40 pontos para se plotar cada gráfico. Em alguns casos a combinação de espessura de placa por altura de queda do impactor não gerou um número de pontos significativos que pudessem ser plotados. Este seria o caso, por exemplo, da configuração de 3 camadas das placas de fibra de carbono. Estas placas eram tão finas que o número de impactos que as suportavam antes da ruptura era muito pequeno, o que dificultava a tomada de dados de maneira representativa e confiável. Assim, são tomadas apenas duas configurações de espessura/carregamento em impacto, para as placas reforçadas com fibras de carbono, três para as placas reforçadas com fibras de kevlar e uma para as placas reforçadas com fibras de vidro. O gráfico da figura 5.40 mostra a variação da força máxima registrada em impacto para todas as amostras de fibras de carbono de 4 camadas testadas em impacto a 0,5m de altura de queda do impactador. 1800 Força máxima (N) 1600 1400 1200 1000 800 0 20 40 60 80 100 % impactos para ruptura Figura 5.40 - Gráfico da evolução da força máxima apresentada em impacto em função do número de impactos, com queda de 50 cm, sobre as placas de fibra de carbono da Embraer com 4 camadas. 236 Pode-se observar que a dependência do parâmetro plotado com o número percentual de impactos para a ruptura da placa é praticamente linear. Isto contrasta com a variação não linear obtida para as placas do CTA, o que indica que a perda de resistência mecânica e, consequentemente, a geração de danos ocorre de maneira mais uniforme neste compósito. A disposição geométrica do reforço, que neste caso era por tecido, assim como a menor espessura da placa da Embraer foram os principais fatores que explicam esta diferença de comportamento. A comparação quantitativa entre as diferenças das placas doadas pela Embraer e das placas produzidas no CTA encontra-se no item 5.1.4. A figura 5.41 mostra o gráfico da variação da força máxima com o número percentual de impactos realizados sobre as amostras de 6 camadas reforçadas com fibras de carbono. Todas as amostras, cujos dados são plotados na figura 5.41, foram testadas em impactos com queda do impactador de 1m de altura. Pode-se observar que o nível de carga registrado é maior do que aquele apresentado pela figura 5.40. As quantificação das diferenças, entre os dados obtidos no teste com placas de diferentes espessuras, encontra-se no item 5.1.4. 3250 Força máxima (N) 3000 2750 2500 2250 2000 1750 1500 0 20 40 60 80 100 % impactos para ruptura Figura 5.41 - Gráfico da evolução da força máxima apresentada em impacto em função do número de impactos, com queda de 100 cm, sobre as placas de fibra de carbono da Embraer com 6 camadas. 237 Os gráficos das figuras 5.42, 5.43 e 5.44 mostram a dependência da força máxima, registrada nos ensaios de impacto, sobre 3 configurações de espessura de placas reforçadas com fibras de kevlar. Pode-se observar, pelos gráficos apresentados, que a variação deste parâmetro ocorre de maneira não linear, principalmente nos testes das placas de 10 camadas, conforme mostrado no gráfico da figura 5.44. A não linearidade observada nestes gráficos, em comparação com os gráficos para as placas reforçadas com fibras de carbono, está correlacionada com as diferenças no comportamento mecânico entre estas fibras. Sabe-se que ambos os reforços possuem aproximadamente o mesmo diâmetro, disposição geométrica e fração volumétrica. Devido à menor resistência em compressão destas fibras [6], durante o início dos ensaios de impacto é induzida uma indentação inicial que modifica a superfície de contato entre o impactador e a placa, modificando a variação obtida para a força máxima. A geração de uma indentação no início dos ensaios de impacto das placas de fibra de kevlar foi detectada por meio de fotografias e está melhor descrita no item 5.2.1. Semelhantemente, não existe uma grande indentação inicial detectada nas placas de fibras de carbono que modifique a variação da força máxima registrada em impacto. 1400 Força máxima (N) 1200 1000 800 600 0 20 40 60 80 100 % impactos para ruptura Figura 5.42 - Gráfico da evolução da força máxima apresentada em impacto em função do número de impactos, com queda de 50 cm, sobre as placas de fibra de kevlar da Embraer com 6 camadas. 238 1600 Força máxima (N) 1400 1200 1000 800 0 20 40 60 80 100 % impactos para ruptura Figura 5.43 - Gráfico da evolução da força máxima apresentada em impacto em função do número de impactos, com queda de 50 cm, sobre as placas de fibra de kevlar da Embraer com 8 camadas 2200 Força máxima (N) 2000 1800 1600 1400 1200 1000 800 0 20 40 60 80 100 % impactos para ruptura Figura 5.44 - Gráfico da evolução da força máxima apresentada em impacto em função do número de impactos, com queda de 100 cm, sobre as placas de fibra de kevlar da Embraer com 10 camadas 239 A partir do momento que não há mais deformações no ponto de contato entre o impactador e a placa, a variação do parâmetro força máxima tornou-se praticamente linear. Mas esta linearização da dependência só foi verificada apartir de 50 a 60% do número de impactos executados para a ruptura do material. O gráfico da figura 5.43 apresenta uma maior dispersão dos pontos em relação aos demais gráficos. Isto ocorre porque foram plotados neste gráfico os resultados do teste de apenas três placas e em condições de contorno distintas. Este baixo número de amostras utilizadas e as diferenças nas condições de contorno levam a esta dispersão. Desta forma, pode-se perceber como é importante que exista uma maior quantidade de placas testadas, a fim de se garantir uma melhor distribuição dos pontos experimentais e para se obter uma média mais representativa. A figura 5.45 mostra a variação da força máxima em função do número de impactos exercidos sobre as placas de fibra de vidro de 8 camadas. Pode-se perceber que a dependência obtida é nitidamente quadrática, sendo que o nível de força máxima em impacto cresceu cerca de 12 % do momento incial dos ensaios de impacto até cerca de 35% da vida em impacto. 2800 Força máxima (N) 2600 2400 2200 2000 1800 1600 1400 1200 0 20 40 60 80 100 % impactos para ruptura Figura 5.45 - Gráfico da evolução da força máxima apresentada em impacto em função do número de impactos, com queda de 100 cm, sobre as placas de fibra de vidro da Embraer com 8 camadas 240 Este comportamento diferenciado das placas de fibra de vidro, apresentado pelo gráfico da figura 5.45, também pode ser explicado pelas propriedades mecânicas do reforço. As placas reforçadas com fibras de vidro apresentaram uma maior capacidade de deformação na região de contato com impactador em impacto. Este fato foi devido ao tipo de comportamento mecânico das fibras de vidro que individualmente apresentam uma menor rigidez e um menor diâmetro do que as fibras de carbono e kevlar. 5.1.2.4 – Gráficos de tempo de duração do impacto versus número percentual de impactos A duração do evento de impacto apresentou uma dependência mais estável com o número de impactos exercidos nos testes executados com as placas doadas pela Embraer. Isto pode ser visto, claramente, nos gráficos das figuras 5.46, 5.47, 5.48, 5.49 e 5.50, respectivamente, para as placas de carbono de 4 e 6 camadas e para as placas de kevlar de 6, 8 e 10 camadas. Todos estes gráficos sugerem uma relação linear entre a duração do impacto e o número de impactos exercido sobre a placa. As diferenças no comportamento da duração do impacto destes diferentes compósitos, nas situações de carregamento empregadas, são discutidas no item 5.1.4, com base nas regressões feitas nestes gráficos. Pode-se notar que o grau de dispersão dos resultados numéricos para as placas reforçadas com fibras de carbono foi menor do que o apresentado pelas placas de fibras de kevlar, mesmo havendo um mesmo número de amostras testadas. Isso foi confirmado pelos valores do parâmetro de correlação, R, apresentados para as regressões feitas com estes dados e apresentadas no item 5.1.4. Esta dispersão maior dos dados para os compósitos reforçados com fibras de kevlar deve estar correlacionado com o complexo processo de ruptura destas fibras. As fibras de kevlar apresentam uma estrutura constituída por várias camadas [6, 9] o que leva a ruptura destas fibras ocorrer em vários modos de falha simultâneos. Além disso, o maior tamanho destas fibras deve atuar na propagação mais desordenada dos danos gerados em impacto. 241 Duração do impacto (s) 0,010 0,009 0,008 0,007 0,006 0,005 0 20 40 60 80 100 % impactos para ruptura Figura 5.46 - Gráfico da evolução da duração do impacto em função do número de impactos, com queda de 50 cm, sobre as placas de fibra de carbono da Embraer com 4 camadas. Duração do impacto (s) 0,0065 0,0060 0,0055 0,0050 0,0045 0,0040 0 20 40 60 80 100 % impactos para ruptura Figura 5.47 - Gráfico da evolução da duração do impacto em função do número de impactos, com queda de 100 cm, sobre as placas de fibra de carbono da Embraer com 6 camadas. 242 Duração do impacto (s) 0,0090 0,0085 0,0080 0,0075 0,0070 0,0065 0 20 40 60 80 100 % impactos para ruptura Figura 5.48 - Gráfico da evolução da duração do impacto em função do número de impactos, com queda de 50 cm, sobre as placas de fibra de kevlar da Embraer com 6 camadas. Duração do impacto (s) 0,0085 0,0080 0,0075 0,0070 0,0065 0,0060 0,0055 0 20 40 60 80 100 % impactos para ruptura Figura 5.49 - Gráfico da evolução da duração do impacto em função do número de impactos, com queda de 50 cm, sobre as placas de fibra de kevlar da Embraer com 8 camadas. 243 Duração do impacto (s) 0,0080 0,0075 0,0070 0,0065 0,0060 0,0055 0,0050 0 20 40 60 80 100 % impactos para ruptura Figura 5.50 - Gráfico da evolução da duração do impacto em função do número de impactos, com queda de 100 cm, sobre as placas de fibra de kevlar da Embraer com 10 camadas. A grande exceção na obtenção de uma dependência linear, entre a duração do imapcto e o número de impactos para a ruptura, ocorreu no teste com os compósitos reforçados com fibras de vidro. Segundo mostra a figura 5.51, para o teste com todas as placas de fibra de vidro de 8 camadas, a duração dos impactos decresce inicialmente e depois aumenta de maneira praticamene linear após 50% do número de impactos necessários para a ruptura. Esta variação do parâmetro “duração do impacto” foi considerada como estando correlacionada com a maior capacidade destas placas de fibra de vidro de se deformarem sem ocorrer ruptura. A geração de uma deformação permanente das placas no ponto de contato com o impactador, sem haver uma criação expressiva de danos, aumenta a rigidez em impacto destas placas, diminuindo o tempo de duração de cada impacto. A rigidez destas placas começou a decair a partir do momento em que se diminuiu a deformação permanente gerada em cada impacto e iniciou-se um maior acúmulo de danos, por volta de 35% do número de impactos necessários para ruptura. Esta perda de rigidez foi caracterizada pelo aumento no tempo de duração do impacto, conforme registrado pelo gráfico da figura 5.51. 244 Duração do impacto (s) 0,0080 0,0075 0,0070 0,0065 0,0060 0,0055 0,0050 0 20 40 60 80 100 % impactos para ruptura Figura 5.51 - Gráfico da evolução da duração do impacto em função do número de impactos, com queda de 100 cm, sobre as placas de fibra de vidro da Embraer com 8 camadas. 245 5.1.2.5 – Gráficos da energia dissipada pelo impactador versus número percentual de impactos O processo de dissipação de energia do impactador durante os ensaios de impacto realizados está muito correlacionado com a quantidade de energia que os materiais testados absorvem em impacto. As placas de material compósito doadas pela Embraer, assim como os demais materiais testados neste trabalho, podem absorver energia de duas maneiras distintas por impacto [26]: ou através de deformações elásticas ou através da geração de danos. Nos casos dos materiais testados, não foi obtida uma dependência bem determinada entre a energia dissipada pelo impactador e o número de impactos. Os gráficos mostrados nas figuras 5.52 a 5.57 mostram que a energia dissipada pelo impactador apresenta uma tendência de aumento para um número de impactos cada vez maior. Porém, não foi determinada a correta dependência deste parâmetro com o número de impactos. Os dados obtidos dos testes com os compósitos reforçados com fibras de carbono e kevlar mostraram-se muitos dispersos. Estes dados apresentaram uma dependência cúbica entre a energia dissipada pelo impactador e o número de impactos para ruptura. Por outro lado, os dados obtidos com os ensaios, com as placas de fibra de vidro sugueriram uma dependência quadrática entre o parâmetro analisado e o número de impactos para ruptura. Mais uma vez, os dados numéricos refletem uma diferença de comportamento mecânico existente entre os compósitos de fibra de vidro e os demais compósitos fornecidos pela Embraer. Energia dissipada pelo impactador (J) 246 3,5 3,0 2,5 2,0 1,5 1,0 0 20 40 60 80 100 % impactos para ruptura Energia dissipada pelo impactador (J) Figura 5.52 - Gráfico da evolução da energia que é dissipada pelo impactador em função do número de impactos, com queda de 50 cm, sobre as placas de fibra de carbono da Embraer com 4 camadas. 6 5 4 3 2 0 20 40 60 80 100 % impactos para ruptura Figura 5.53 - Gráfico da evolução da energia que é dissipada pelo impactador em função do número de impactos, com queda de 100 cm, sobre as placas de fibra de carbono da Embraer com 6 camadas. Energia dissipada pelo impactador (J) 247 4,0 3,5 3,0 2,5 2,0 1,5 1,0 0 20 40 60 80 100 % impactos para ruptura Energia dissipada pelo impactador (J) Figura 5.54 - Gráfico da evolução da energia que é dissipada pelo impactador em função do número de impactos, com queda de 50 cm, sobre as placas de fibra de kevlar da Embraer com 6 camadas. 4,5 4,0 3,5 3,0 2,5 2,0 1,5 1,0 -20 0 20 40 60 80 100 120 % impactos para ruptura Figura 5.55 - Gráfico da evolução da energia que é dissipada pelo impactador em função do número de impactos, com queda de 50 cm, sobre as placas de fibra de kevlar da Embraer com 8 camadas. Energia dissipada pelo impactador (J) 248 8 7 6 5 4 3 0 20 40 60 80 100 % impactos para ruptura Energia dissipada pelo impactador (J) Figura 5.56 - Gráfico da evolução da energia que é dissipada pelo impactador em função do número de impactos, com queda de 100 cm, sobre as placas de fibra de kevlar da Embraer com 10 camadas. 7 6 5 4 3 2 1 0 20 40 60 80 100 % impactos para ruptura Figura 5.57 - Gráfico da evolução da energia que é dissipada pelo impactador em função do número de impactos, com queda de 100 cm, sobre as placas de fibra de vidro da Embraer com 8 camadas. 249 5.1.3 – Materiais da ENMAC Os materiais fornecidos pela Enmac foram testados com o objetivo de se obter uma comparação entre duas configurações de fabricação: simétrica e não simétrica. As amostras foram testadas em ensaios de impacto com quedas de impactador de 0,5m e 1,0m de altura. Inicialmente foram feitos testes com três amostras, de cada configuração de fabricação, por impactos, com queda do impactor de 1,0m de altura. Posteriormente, foram feitos dois conjuntos de ensaios de impacto com queda do impactador de 0,5m de altura. A resistência obtida para estes materiais está descrita na tabela 5.6. Tabela 5.6 - Resistência em impacto dos perfis de fibra de vidro pultrudados fabricados pela ENMAC. AMOSTRA ESPESSURA* (mm) ALTURA DE IMPACTO (m) NÚMERO DE IMPACTO PARA RUPTURA CONDIÇÃO DE CONTORNO ENCSM-1 3,5 1,0 7 intermediário ENCSM-2 3,5 1,0 8 intermediário ENCSM-3 3,5 1,0 7 intermediário 3,5 Média SM 1,0m 1,0 intermediário 7,3 7,9% ENCSM-4 3,5 0,5 39 intermediário ENCSM-5 3,5 0,5 48 intermediário 3,5 Média SM 0,5m 0,5 intermediário 43,5 15% ENCNS-1 3,5 1,0 8 intermediário ENCNS-2 3,5 1,0 10 intermediário ENCNS-3 3,5 1,0 9 intermediário 3,5 Média NS 1,0m 1,0 intermediário 9 11% ENCNS-4 3,5 0,5 108 intermediário ENCNS-5 3,5 0,5 65 intermediário 3,5 Média NS 0,5m 0,5 intermediário 86,5 35% * - Espessura medida na parte do perfil impactada, valores médios segundo a tabela 3.12. Como a dispersão dos resultados obtidos nos ensaios, com queda de 1m de altura do impactador foram relativamente baixos, decidiu-se que o restante das amostras deveriam ser testadas em outra condição de impacto para se obter maior variedade de dados. Por isso, foram testadas 3 amostras em impactos com queda do impactador de 1,0m e duas amostras em impactos com queda do impactador de 0,5m de altura. 250 Os testes com os perfis da Enmac ocorreram após a observação das variações dos valores de resistência em impacto, com a condição de fixação das placas do CTA e da Embraer. Assim sendo, buscou-se fixar estes perfis no respectivo sistema de porta-amostras de maneira regular, sempre buscando uma mesma condição de contorno. Esta condição de contorno é representada pela tabela 5.6 ,como sendo “intermediária”. A tabela 5.6 apresenta que os valores de resistência em impacto médios dos perfis simétricos foi menor do que os valores médios de resistência dos perfis não simétricos. A explicação desta diferença está correlacionada com o tipo de estrutura interna destes perfis, que foi apresentada no item 3.1.3.4. Os perfis simétricos possuem uma menor quantidade de reforço ao longo de suas espessuras, apresentando uma região interna mais rica em matriz. Esta região mais rica em matriz, além de diminuir ligeiramente a resistência destes perfis também altera o formato da perfuração obtida em impacto, conforme está descrito no item 5.2.2. Nos itens seguintes serão apresentados os resultados numéricos dos ensaios de impacto com estes materiais. No caso dos itens 5.1.3.1 e 5.1.3.2 são apresentados os gráficos para as amostras representativas das quatro configurações de geometria de reforço e carregamento em impacto. Foram selecionadas as amostras ENCNS-3 e ENCSM-1 para os ensaios de impacto com queda do impactador de 1m de altura, por apresentarem resistências em impacto mais próximas à média obtida. Para os ensaios de impacto com queda do impactador de 0,5m de altura, como haviam apenas duas amostras, foram selecionadas aquelas que apresentaram a maior resistência em impacto, ou seja, as amostras ENCNS-4 e ENCSM-5. 5.1.3.1 – Gráficos de força versus tempo A figura 5.58 mostra algumas curvas de força versus tempo para a amostra ENCNS-3. Assim como para as placas do CTA e da Embraer, pode ser observada uma queda do nível de força registrada sobre o impactador, durante o impacto e um aumento no tempo de duração dos impactos, à medida que mais impactos foram exercidos sobre esta amostra. A quantidade de vibrações presentes na curva relativa ao 1o impacto indicam a maior integridade inicial da amostra. Isto porque estas vibrações estão correlacionadas com a 251 dispersão de ondas de deformação elástica no material [84, 75]. Com o prosseguimento dos impactos e consequente geração de danos, as vibrações relativas à propagação de ondas elásticas se reduzem com a presença das trincas. 2500 ENMAC NS-3 2000 1o Impacto 3o Impacto 6o Impacto 7o Impacto Força (N) 1500 1000 500 0 0.000 0.002 0.004 0.006 0.008 Tempo (s) Figura 5.58 - Curvas de força versus tempo para o impacto com queda de 100 cm sobre uma amostra não simétrica (ENCNS-3) que resistiu a 9 impactos. A figura 5.59 mostra algumas curvas de força versus tempo para a amostra ENCSM-1. Nestas curvas são apresentadas praticamente as mesmas características que foram obtidas com o teste da amostra ENCNS-3. Porém, o nível de vibrações registradas na curva do 1o impacto é maior, devido à existência de uma região interna constituída praticamente de matriz. Esta região aumenta a propagação de ondas elásticas e consequentemente aumenta as flutuações registradas na curva do 1o impacto. Também, é verificado uma dispersão dos níveis de força obtidos nestes testes ao longo dos diferentes impactos. Apesar de haver uma tendência de redução das cargas registradas à medida em que mais impactos são exercidos sobre o material, a curva do 4 o impacto demonstra um maior nível de força registrado. Estas variações indicam um processo de ruptura neste perfil menos homogêneo do que o processo de ruptura do perfil não simétrico. 252 2500 ENMAC SM-1 2000 1o Impacto 4o Impacto 5o Impacto 6o Impacto Força (N) 1500 1000 500 0 0.000 0.002 0.004 0.006 0.008 Tempo (s) Figura 5.59 - Curvas de força versus tempo para o impacto com queda de 100 cm sobre uma amostra simétrica (ENCSM-1) que resistiu a 7 impactos. A figura 5.60 apresenta algumas curvas obtidas nos ensaios de impacto sobre um perfil não simétrico, com queda do impactador de 0,5m de altura. Nota-se, claramente nestas curvas o aumento do tempo de duração dos impactos, assim como a tendência de queda do nível de carga com o aumento do número de impactos exercidos sobre este perfil. A curva de força versus tempo para o 1o impacto apresenta muitas vibrações relativas à propagação de ondas de deformação elástica sobre o compósito. A figura 5.61 apresenta algumas curvas para o teste do perfil ENCSM-5, testado em impactos com queda do impactador a 0,5m de altura. As curvas desta amostra apresentam as mesmas características obtidas no teste das demais amostras: presença de vibrações elásticas no 1o impacto, diminuição do nível de carga e aumento do tempo de duração do impacto com o aumento do número de impactos exercidos sobre a amostra. 253 2500 ENMAC NS-4 2000 1o Impacto 36o Impacto 65o Impacto 100o Impacto Força (N) 1500 1000 500 0 0.000 0.002 0.004 0.006 0.008 Tempo (s) Figura 5.60 - Curvas de força versus tempo para o impacto com queda de 50 cm sobre uma amostra não simétrica (ENCNS-4) que resistiu a 108 impactos. 2500 ENMAC SM-5 2000 1o Impacto 15o Impacto 27o Impacto 45o Impacto Força (N) 1500 1000 500 0 0.000 0.002 0.004 0.006 0.008 Tempo (s) Figura 5.61 - Curvas de força versus tempo para o impacto com queda de 50 cm sobre uma amostra simétrica (ENCSM-5) que resistiu a 48 impactos. Não foram claramente perceptíveis, nos gráficos mostrados, diferenças nos níveis de carga registrados entre as amostras simétrica e não simétrica testadas. Tanto pelos gráficos das figuras 5.58 e 5.59, assim como pelos gráficos das figuras 5.60 e 5.61, não se pode definir 254 claramente qual amostra apresentou o maior nível de carregamento por impactos com queda do impactador a 1,0m e 0,5m de altura, respectivamente. 5.1.3.2 – Gráficos de força versus deslocamento A figura 5.62 mostra algumas curvas força versus deslocamento do impactador para o perfil não simétrico ENCNS-3, testado em impactos com queda do impactador de 1m de altura. As oscilações de força relativas às vibrações elásticas, que ocorreram quando a amostra ainda não se encontrava danificada, estão presentes nesta figura. Nota-se que, à medida que mais impactos foram realizados sobre a amostra, o grau de deslocamento do impactador vai aumentando, como consequência da redução da rigidez do material pela presença de danos gerados. 2500 ENMAC NS-3 1o Impacto 3o Impacto 6o Impacto 7o Impacto 2000 Força (N) 1500 1000 500 0 0 2 4 6 8 10 12 Deslocamento do impactador (mm) Figura 5.62 - Curvas de força versus deslocamento do impactador para o impacto com queda de 100 cm, sobre uma amostra não simétrica (ENCNS-3) que resistiu a 9 impactos. A figura 5.63 mostra quatro curvas força versus deslocamento do impactador para um perfil simétrico, ENCSM-3, testado em impactos com queda do impactador de 1m de altura. Pode-se observar que, também, existe um aumento no nível de deslocamento do impactador com o aumento do número de impactos exercidos sobre a amostra. Geralmente, estas curvas 255 demonstram que a amostra testada apresenta um processo de ruptura por impacto menos homogêneo do que a amostra não simétrica testada nas mesmas condições. A curva relativa ao 5o impacto apresenta algumas oscilações de força, logo após o pico da curva, que estão correlacionadas com a geração de danos. Estas oscilações, provocadas pela geração de danos, se diferenciam das oscilações provenientes das vibrações elásticas, porque são detectadas apenas no início do descarregamento do material. E porque apresentam picos de força mais agudos, típicos de um processo de geração de danos [9]. Estas vibrações, relativas à geração de danos, que também ocorrem nos demais impactos, nem sempre foram tão visíveis no registro gráfico quanto no caso do 5o impacto sobre esta amostra. 2500 ENMAC SM-1 1o Impacto 4o Impacto 5o Impacto 6o Impacto 2000 Força (N) 1500 1000 500 0 0 2 4 6 8 10 12 Deslocamento do impactador (mm) Figura 5.63 - Curvas de força versus deslocamento do impactador para o impacto com queda de 100 cm, sobre uma amostra simétrica (ENCSM-1) que resistiu a 7 impactos. As figuras 5.64 e 5.65 mostram quatro curvas de força versus deslocamento do impactador para as amostras ENCNS-4 e ENCSM-5, testadas em impactos com queda do impactador a 0,5m de altura. Apesar da diferença existente entre as resistências em impacto das duas amostras, a evolução da reposta mecânica mostrada por meio destas figuras é semelhante. Praticamente, os mesmos níveis de carregamento e deslocamento do impactador foram obtidos. Houve um aumento do nível de força registrado em relação ao 1o impacto para a amostra não simétrica. A amostra simétrica apresentou diminuição do nível de força de impacto ao longo dos ensaios. 256 2500 ENMAC NS-4 2250 1o Impacto 30o Impacto 65o Impacto 100o Impacto 2000 1750 Força (N) 1500 1250 1000 750 500 250 0 -250 0 2 4 6 8 10 12 Deslocamento do impactador (mm) Figura 5.64 - Gráfico de força versus deslocamento do impactador para o impacto com queda de 50 cm sobre uma amostra não simétrica (ENCNS-4) que resistiu a 108 impactos. ENMAC SM-5 2500 1o Impacto 15o Impacto 27o Impacto 45o Impacto 2000 Força (N) 1500 1000 500 0 0 2 4 6 8 10 12 Deslocamento do impactador (mm) Figura 5.65 - Gráfico de força versus deslocamento do impactador para o impacto com queda de 50 cm sobre uma amostra simétrica (ENCSM-5) que resistiu a 48 impactos. 257 5.1.3.3 – Gráficos de força máxima versus número percentual de impactos A plotagem de todos os parâmetros, obtidos nos testes dos perfis de fibra de vidro, sugueriram uma dependência não linear com o número de impactos. Este efeito pode ser atribuído ao tipo de geometria de teste utilizada para os perfis, que era diferente da geometria das placas do CTA e da Embraer. Também, existia o efeito da menor rigidez destes materiais, por causa da maior quantidade de matriz presente na superfície dos mesmos. Todos estes efeitos alteraram a dependência obtida entre a força máxima e o número de impactos. O gráfico da figura 5.66 mostra a variação obtida da força máxima em impacto com o número de impactos realizados nos ensaios, com todos os perfis não simétricos testados na condição de queda do impactador de 1,0m de altura. A curva de regressão, mostrada neste gráfico, suguere que a força máxima aumenta inicialmente nos primeiros impactos para depois decair, devido à perda de resistência do material provocada pela geração de danos. 2400 Força máxima (N) 2200 2000 1800 1600 1400 1200 0 20 40 60 80 100 % impactos para ruptura Figura 5.66 - Gráfico da evolução da força máxima apresentada em impacto em função do percentual do número de impactos, com queda de 100 cm, necessários para a perfuração dos perfis não simétricos. 258 A figura 5.67 apresenta os valores de força máxima versus números de impactos obtidas, para os ensaios de impacto com os perfis simétricos, com queda do impactador de 1,0m de altura. A regressão feita com estes dados apresenta um maior aumento inicial da força máxima até cerca de 40% do número de impactos necessários para se romper as amostras. Este grande aumento pode ser correlacionado com a estrutura interna do material, que permite maiores deformações locais no ponto de contato entre o impactador e o perfil, devido a maior quantidade de matriz presente. Como já descrito para os resultados obtidos com algumas placas que também apresentam este efeito, a deformação local tende a aumentar a geometria de contato entre o impactador e a amostra, aumentando o nível de força registrada em impacto. A queda da força máxima ocorre quando a quantidade de danos gerados diminui suficientemente a resistência do material. 2400 Força máxima (N) 2200 2000 1800 1600 1400 1200 0 20 40 60 80 100 % impactos para ruptura Figura 5.67 - Gráfico da evolução da força máxima apresentada em impacto em função do percentual do número de impactos, com queda de 100 cm, necessários para a perfuração dos perfis simétricos. 259 As figuras 5.68 e 5.69 mostram a variação obtida para a força máxima em função do número de impactos realizados sobre os perfis não simétricos e simétricos, respectivamente, testados em impactos com queda do impactador de 0,5m de altura. Força máxima (N) 1600 1400 1200 1000 0 20 40 60 80 100 % impactos para ruptura Figura 5.68 - Gráfico da evolução da força máxima apresentada em impacto em função do percentual do número de impactos, com queda de 50 cm, necessários para a perfuração dos perfis não simétricos. Força máxima (N) 1400 1200 1000 800 0 20 40 60 80 100 % impactos para ruptura Figura 5.69 - Gráfico da evolução da força máxima apresentada em impacto em função do percentual do número de impactos, com queda de 50 cm, necessários para a perfuração dos perfis simétricos. 260 O gráfico da figura 5.68 mostra a mesma variação obtida para os perfis não simétricos nos ensaios, com queda do impactador de 1m de altura. Porém, o gráfico da figura 5.69 apresenta uma dependência praticamente linear entre a força máxima e o número de impactos obtidos para as amostras simétricas testadas, com queda do impactador de 0,5m de altura. Isto demonstra que a altura ou taxa de impacto influencia grandemente a resposta mecânica deste tipo de perfil. Isto já foi apresentado pelas figuras 5.59 e 5.61, porém apenas para uma amostra. Os gráficos apresentados neste item suguerem um comportamento em impacto mais estável dos perfis não simétricos, porque não foram obtidas grandes variações no comportamento em impacto para diferentes taxas de carregamento. Segundo as curvas de regressão, os perfis não simétricos apresentam um nível de força de impacto mais estável no início do processo de degradação, mantendo-se praticamente constante até cerca de 30% do número de impactos necessários para a ruptura. Por outro lado, foi determinada uma grande variação no nível de força de impacto dos perfis simétricos. 5.1.3.4 – Gráficos do tempo de duração do impacto versus número percentual de impactos Os gráficos obtidos para o tempo de duração do impacto versus número de impactos, dos perfis da Enmac, demonstraram mais claramente que o comportamento destes materiais em impacto é diferente do comportamento obtido para as placas. As diferenças existentes entre estas duas classes de materiais testados já foram apresentadas no item anterior. As figuras 5.70 e 5,71 mostram a variação da duração do impacto para as amostras não simétricas e simétricas, respectivamente, testadas em impactos com queda do impactador de 1,0m de altura. As figuras 5.72 e 5.73 mostram os mesmos dados para os testes dos perfis não simétricos e simétricos, com queda do impactador de 0,5m de altura. Todos os gráficos apresentam o mesmo comportamento para esta variável. Inicialmente, há um pequeno aumento no tempo total de duração dos impactos. Entretanto, com a execução de mais impactos, o tempo de duração destes aumenta a uma taxa crescente. O aumento do tempo de duração dos impactos era esperado, porque a quantidade cada vez maior de danos presentes faz com que a rigidez dos perfis diminua, aumentando a 261 deformação apresentada pelos mesmos e o tempo de duração dos impactos. A mudança na taxa de aumento da duração dos impactos está correlacionada com a geometria dos perfis. Duração do impacto (s) 0,008 0,007 0,006 0,005 0 20 40 60 80 100 % impactos para ruptura Figura 5.70 - Gráfico da evolução do tempo de duração do impacto em função do percentual do número de impactos, com queda de 100 cm, necessários para a perfuração dos perfis não simétricos. Duração do impacto (s) 0,0070 0,0065 0,0060 0,0055 0,0050 0 20 40 60 80 100 % impactos para ruptura Figura 5.71 - Gráfico da evolução do tempo de duração do impacto em função do percentual do número de impactos, com queda de 100 cm, necessários para a perfuração dos perfis simétricos. 262 Duração do impacto (s) 0,010 0,009 0,008 0,007 0,006 0,005 0 20 40 60 80 100 % impactos para ruptura Figura 5.72 - Gráfico da evolução do tempo de duração do impacto em função do percentual do número de impactos, com queda de 50 cm, necessários para a perfuração dos perfis não simétricos. Duração do impacto (s) 0,010 0,009 0,008 0,007 0,006 0,005 0,004 0 20 40 60 80 100 % impactos para ruptura Figura 5.73 - Gráfico da evolução do tempo de duração do impacto em função do percentual do número de impactos, com queda de 50 cm, necessários para a perfuração dos perfis simétricos. 263 5.1.3.5 – Gráficos da energia dissipada pelo impactador versus número percentual de impactos Assim como para as placas testadas, os perfis apresentaram uma dispersão dos dados de energia dissipada do impactador relativamente grandes. As figuras 5.74 e 5.75 mostram a variação deste parâmetro para os perfis não simétricos e simétricos, respectivamente, testados em impacto com queda do impactador de 1,0m de altura. Ambas as figuras mostram que houve uma tendência de aumento da energia dissipada pelo impactador com o número de impactos realizados. O aumento da energia dissipada foi ocasionado pela maior presença de Energia dissipada pelo impactador (J) danos nos perfis, à medida que eram mais impactados. 8 7 6 5 4 3 2 1 0 20 40 60 80 100 % impactos para ruptura Figura 5.74 - Gráfico da energia dissipada pelo impactador em função do percentual do número de impactos, com queda de 100 cm, necessários para a perfuração dos perfis não simétricos. Energia dissipada pelo impactador (J) 264 7 6 5 4 3 2 0 20 40 60 80 100 % impactos para ruptura Figura 5.75 - Gráfico da energia dissipada pelo impactador em função do percentual do número de impactos, com queda de 100 cm, necessários para a perfuração dos perfis simétricos. As figuras 5.76 e 5.77 apresentam os resultados da variação da energia dissipada pelo impactador com o número de impactos para os perfis não simétricos e simétricos, respectivamente, testados em impacto com queda do impactador de 0,5m de altura. Para a amostra não simétrica, novamente foi obtida uma tendência de aumento para a energia dissipada pelo impactador. Entretanto, conforme mostrado pelo gráfico da figura 5.77, a amostra simétrica resultou em uma variação de energia dissipada pelo impactador que tendeu a se estabilizar após um rápido aumento inicial. Portanto, mais uma vez, as amostras simétricas apresentaram um comportamento em impacto dependende da taxa de carregamento. Energia dissipada pelo impactador (J) 265 3,0 2,5 2,0 1,5 1,0 0 20 40 60 80 100 % impactos para ruptura Energia dissipada pelo impactador (J) Figura 5.76 - Gráfico da evolução do tempo de duração do impacto em função do percentual do número de impactos, com queda de 50 cm, necessários para a perfuração dos perfis não simétricos. 3,5 3,0 2,5 2,0 1,5 1,0 0,5 0 20 40 60 80 100 % impactos para ruptura Figura 5.77 - Gráfico da evolução do tempo de duração do impacto em função do percentual do número de impactos, com queda de 50 cm, necessários para a perfuração dos perfis simétricos. 266 5.1.4 – Resultados Gerais para as placas Este item se destina a apresentar resultados numéricos que contém informações comparativas entre as placas do CTA e da Embraer e os perfis da Enmac. Apesar das placas do CTA e da Embraer serem materiais de origens e estruturas diferentes, a geometria de teste é igual, o que torna interessante uma comparação nos valores de algumas variáveis. Os gráficos das figuras 5.78 e 5.79 mostram como ocorreu a variação da resistência a impacto das placas testadas em função da espessura, para os casos de impacto por queda do impactador a 1m e a 0,5m, respectivamente. Os perfis da Enmac não são citados nestes gráficos por apresentarem uma geometria de teste diferente. Para ambos os conjuntos de dados foram calculadas curvas de ajuste, para melhor ilustrar a evolução média da resistência a impacto com a espessura. Neste caso, a função de regressão, que melhor se adequou aos pontos experimentais, foi uma quadrática do seguinte tipo: NI = a3e2 + a2e + a1 (5.2) onde NI é o número de impactos que o material resiste antes de ser perfurado; e é a espessura do material, em mm; a3, a2 e a1 são os parâmetros quadrático, linear e constante da regressão, cujas unidades são mm-2, mm-1 e mm, respectivamente. O cálculo destas regressões ofereceu os seguintes resultados numéricos: Dados apresentados no gráfico 5.78 (queda de 1m)* NI = 2,75e2 – 5,60e + 5,13 Dados apresentados no gráfico 5.79 (queda de 0,5m) NI = 575e2 – 1300e + 725 * - Não levando em consideração os dados das placas de fibra de vidro. A curva de regressão dos valores de resistência ao impacto versus espessura da placa, para impactos com queda do impactador a 0,5m de altura, está apresentada na figura 5.79. A curva de regressão, relativa aos dados obtidos para impactos com queda do impactador de 1,0m de altura, não é apresentada na figura 5.78, para não sobrecarregar o gráfico desta figura. Neste caso, foram feitas regressões semelhantes às anteriores para cada tipo de reforço. 267 As respectivas curvas obtidas destas regressões são apresentadas no gráfico da figura 5.78 e Número de impactos para ruptura os resultados obtidos estão listados na tabela 5.7. 100 CTAUNI EMBCB EMBKV EMBVD 90 80 70 60 50 40 30 20 10 0 1.0 1.5 2.0 2.5 3.0 3.5 4.0 4.5 5.0 5.5 Espessura da placa (mm) Número de impactos para ruptura Figura 5.78 - Gráfico da resistência a impacto versus espessura das placas para os ensaios de impacto, com queda de 1m sobre as placas do CTA e da Embraer. 1000 800 600 CTAUNI EMBCB EMBKV EMBVD 400 200 0 1.0 1.5 2.0 2.5 Espessura da placa (mm) Figura 5.79 - Gráfico da resistência a impacto versus espessura das placas para os ensaios de impacto, com queda de 0,5m sobre as placas do CTA e da Embraer. 268 Como se pode observar pelos pontos experimentais e pela curva de ajuste apresentados no gráfico da figura 5.78, as placas reforçadas com fibras de vidro demonstraram possuir uma resistência a impacto por espessura maior do que as demais placas. Esta distinção fica mais clara através da observação dos parâmetros obtidos do cálculo das regressões, que estão listados na tabela 5.7. Tabela 5.7 - Resultados das regressões quadráticas mostradas no gráfico 5.78. PARÂMETROS DA REGRESSÃO TIPO DE PLACA a3 (mm-2) a2 (mm-1) a1 (mm) CTAUNI 6,82 -29,1 32,5 EMBCB 8,34 -19,8 12,7 EMBKV 6,13 -17,1 13,9 EMBVD 89,2 -268 205 De acordo com a equação 5.2, o parâmetro a3 está correlacionado com o grau de aumento da resistência a impacto obtida com o aumento da espessura do material. Este é o parâmetro de maior peso dentre os calculados por este tipo de regressão. Pelos dados apresentados na tabela 5.7, o parâmetro a3, calculado para os dados obtidos com todas as placas, menos para aquelas reforçadas com fibras de vidro, ofereceu um valor entre 6 e 8 mm-2. As placas reforçadas com fibras de vidro apresentaram um valor do parâmetro a3 de uma ordem de grandeza superior, ou seja, apresentam um aumento de resistência a impacto muito maior do que o apresentado pelas placas dos demais tipos de reforço. Esta maior resistência dos compósitos de fibra de vidro é causada pelo menor diâmetro de suas fibras, que, para uma mesma concentração de reforço, distribuem melhor os carregamentos de impacto do que as fibras de reforço de maior diâmetro [1, 91]. Ademais, o comportamento mecânico das fibras de vidro, que não é tão anisotrópico como o comportamento das fibras de kevlar e carbono [2], auxilia na resposta do material às solicitações de cisalhamento e flexão que ocorrem em impacto. As fibras de vidro também possuem uma maior tenacidade do que outros tipos de fibras mais frágeis como, por exemplo a fibra de carbono [9]. Sabe-se que uma maior tenacidade das fibras de reforço melhora a 269 resposta mecânica de um compósito submetido a impactos[9, 89]. Finalmente, outro fator mencionado na bibliografia é a maior proximidade dos módulos de elasticidade da fibra de vidro e da matriz do compósito, que também melhora a resistêncai ao impacto [61]. Os gráficos 5.78 e 5.79 mostram que existe uma espessura de placa, abaixo de 1,5mm aproximadamente, onde todas as placas tenderam a apresentar um mesmo nível baixo de resistência a impacto. Este fenômeno está correlacionado às condições geométricas e de carregamento utilizadas nos ensaios, que limitam a sensibilidade do resultado para ensaios de impacto com placas de espessuras desta ordem de grandeza. Para cada um dos gráficos de força máxima (Fmáx), duração do impacto (tf) e energia dissipada (EDissF) pelo impactador para os materiais do CTA (item 5.1.1), da Embraer (item 5.1.2) e da Enmac (item 5.1.3), foram realizadas regressões destes parâmetros com o número de impactos realizados. As funções de regressão utilizadas têm a seguinte representação de acordo com o seu grau: Regressão linear: ( Fmáx , tf , EDissF ) = a2P.I. + a1 (5.3) Regressão quadrática: ( Fmáx , tf , EDissF ) = a3(P.I.)2 + a2P.I. + a1 (5.4) Regressão cúbica: ( Fmáx , tf , EDissF ) = a4(P.I.)3 + a3(P.I.)2 + a2P.I. + a1 (5.5) Onde P.I. designa o número percentual de impactos para a ruptura do compósito, que é a variável independente em todos os gráficos, cujos dados foram analisados pelas regressões. Para as placas “cross-ply” e assimétrica do CTA, a variável independente foi o número de impactos. Deve-se notar que os parâmetros de regressão (a1, a2, a3 e a4) possuem dimensões diferentes, à medida que foram obtidos pela regressão dos diferentes parâmetros experimentais: Newtons (N) para Fmáx, segundos (s) para tf e Joules (J) para EDissF. Cada um dos parâmetros de regressão pode ser correlacionado a uma caraterística de evolução dos dados analisados. O parâmetro de regressão a1 ofereceu, em todas as regressões, o valor inicial do parâmetro analisado, obtido no primeiro impacto. A análise do valor de a1 permitiu comparar as diversas amostras testadas em relação ao seu comportamento inicial em impacto. O parâmetro a2, obtido nas regressões lineares, representou a taxa de decaimento ou aumento do parâmetro medido em impacto, para o conjunto das amostras analisadas. Quanto 270 maior o valor de a2, maior o grau de modificação das propriedades mecânicas da amostra em impacto, ou seja, maior a degradação apresentada pela amostra em relação as suas propriedades iniciais. O parâmetro linear a2 tem o mesmo significado para as interpolações quadráticas, cujo termo quadrático foi pouco representativo, ou seja, quando o valor obtido para o parâmetro a3 foi da ordem de 50 vezes menor que o parâmetro a2 (a2/a3 > 50). Nestes casos, a dependência entre os valores do parâmetro físico, medido em impacto com o número de impactos exercido, mostrou-se linear e o grau quadrático da regressão foi utilizado para compensar a dispersão dos pontos experimentais e melhorar o valor do coeficiente de correlação. O parâmetro a3 demonstra a tendência de mudança na evolução dos dados analisados. Quanto maior o valor de a3, maior será o valor de um pico de máximo, ou mínimo, em relação aos valores iniciais e finais do parâmetro físico, medido ao longo dos ensaios de impacto. Valores negativos de a3 correspondem a ocorrência de um pico de máximo e valores negativos correspondem à ocorrência de um pico de mínimo. A correta análise da influência deste parâmetro também depende do valor do parâmetro linear a2 que foi obtido. O parâmetro a4 foi calculado para as regressões de grau 3. Estas regressões foram utilizadas somente para conjuntos de pontos experimentais que se encontravam muito dispersos e não seguiam uma orientação linear ou quadrática. Entretanto, devido à influência dos demais parâmetros (a1, a2 e a3), a comparação dos diversos materiais através dos valores de a4, não pode ser feita baseando-se apenas neste parâmetro. Os valores de R oferecem o grau de correlação dos pontos experimentais em relação à regressão utilizada para fazer a análise destes. Quanto mais próximo de 1 estiverem estes valores, menor é a dispersão dos pontos experimentais em relação à regressão feita. Com base neste comportamento do parâmetro R, definiu-se que o tipo de regressão utilizada para cada conjunto de dados experimentais dependeria do valor de R obtido nas regressões. Foram utilizadas regressões lineares quando os valores de R obtidos são relativamente grandes (R>0,8). Caso contrário, procurou-se utilizar regressões quadráticas e cúbicas de tal forma a melhorar o ajuste da função de regressão pelo aumento dos valores do parâmetro R obtidos. Assim sendo, o coeficiente de correlação, R, pode caracterizar o tipo de dependência de um dado parâmetro de impacto com o número de impactos exercidos sobre um conjunto de amostas. 271 Os valores dos coeficientes R obtidos também podem ser utilizados para se comparar as dispersões nos resultados experimentais obtidos entre diferentes amostras. Os resultados obtidos nas regressões de cada parâmetro experimental medido em impacto, para todos os materiais testados, encontram-se nas tabelas 5.8 a 5.10. Nestas tabelas são apresentadas o grau da regressão utilizada, os parâmetros da regressão e o respectivo valor do coeficiente de correlação, R. A tabela 5.8 apresenta os resultados das regressões dos dados de força máxima (Fmáx) versus percentual de impactos necessários para a ruptura das amostras. Como está indicado nesta tabela, todas as regressões realizadas são quadráticas (equação 5.2), o que facilita a comparação dos resultados obtidos entre os diferentes materiais. Tabela 5.8 - Resultados das regressões para os gráficos de força máxima versus percentual de impactos para ruptura. Coeficientes Material testado Altura de queda (m) Grau da regressão a1 (N) a2 (N) a3 (N) a4 (N) R CTAUNI 1,0 2 2450 10,3 -0,174 – 0,287 CTACPL 1,0 2 3140 2,02 -0,0775 – 0,737 CTAASS 1,0 2 3910 -0,534 0,0206 – 0,853 EMBCB4 0,5 2 1630 -5,21 -0,0125 – 0,867 EMBCB6 1,0 2 2950 -6,80 -0,0511 – 0,860 EMBKV6 0,5 2 1190 2,15 -0,0682 – 0,826 EMBKV8 0,5 2 1320 2,53 -0,0715 – 0,631 EMBKV10 1,0 2 1910 10,5 -0,190 – 0,898 EMBVD8 1,0 2 2250 23,7 -0,330 – 0,927 ENCNS 1,0 2 2040 6,88 -0,145 – 0,844 ENCNS 0,5 2 1430 1,73 -0,065 – 0,843 ENCSM 1,0 2 1610 31,5 -0,392 – 0,963 ENCSM 0,5 2 1440 -4,35 -0,0129 – 0,966 A tabela 5.8 mostra, que dentre os materiais testados, aqueles que apresentaram maior resistência inicial em termos de força máxima foram as placas do CTA. Isto é devido à maior espessura destas placas em relação às demais [38]. Pode-se notar, também, que o nível de força máxima apresentada no 1o impacto, aumenta consideravelmente à medida em que se 272 muda a geometria de reforço destas placas [64, 26]. As placas reforçadas unidirecionalmente apresentaram um menor nível de força em impacto. Por outro lado, as placas “cross ply”, reforçadas em duas direções (0º e 90º), apresentaram níveis de força de impacto superiores. A placa assimétrica, que foi constituída com a disposição do reforço em três direções (0º, 45º, 90º), apresentou o maior nível de força de impacto o que já era esperado pela teoria das placas laminadas. Os demais parâmetros, calculados pela regressão dos dados das placas de fibra de carbono do CTA, apresentam um interdependência entre os mesmos. Pode-se dizer que os dados para as placas reforçadas unidirecionalmente apresentam uma tendência de distribuição não linear maior com o número de impactos do que os dados obtidos para as placas “crossply” e para a placa assimétrica. Os dados obtidos para a placa assimétrica apresentaram uma maior tendência de linearidade dos seus pontos experimentais, apesar de que a regressão utilizada tenha sido a quadrática, a fim de facilitar as comparações. Os dados obtidos para as placas unidirecionais apresentaram uma grande dispersão em relação à regressão quadrática, conforme pode ser observado pelo baixo valor do respectivo coeficiente R. Neste caso, a regressão quadrática foi utilizada em lugar da regressão cúbica para poder melhor comparar estas placas com as demais. Das placas da Embraer, aquelas que apresentaram a maior força máxima em impacto foram as placas de carbono de 6 camadas. Estas placas, além de possuírem uma maior espessura, foram constituídas de fibras de reforço de maior resistência, o que leva à maior resistência inicial a impacto [63]. As placas de fibra de vidro de 8 camadas, também apresentaram um alto nível de força de impacto, apesar de não serem as placas mais espessas. Neste caso, a melhor distribuição do reforço por dentro destas placas melhora o nível de resposta mecânica, aumentando a força máxima apresentada em impacto [26, 127]. As placas reforçadas com fibras de kevlar apresentaram os menores níveis de força em ambas as condições de carregamento de impacto. Este comportamento foi devido ao menor número de camadas destas placas, aliadas ao maior tamanho do reforço utilizado que reduzem o nível de força máxima em impacto [26]. Pode-se notar, pelos menores valores dos coeficientes a2 e a3, que os dados de força máxima em impacto, obtidos para as placas de carbono, apresentaram uma tendência de variação linear com o número de impactos maior do que os dados obtidos para as demais 273 placas. Para os dados obtidos com as placas de fibras de vidro e as de fibras de kevlar com 10 camadas, foram obtidos maiores valores dos coeficientes a2 e a3, o que demonstrou o comportamento não linear destes dados. Esta diferença de variação linear e não linear dos dados destas placas, está correlacionado com a resistência das fibras que leva à presença ou não de uma indentação na superfície das amostras impactadas, conforme já explicado. Os valores dos coeficientes R apresentados na tabela 5.8, que foram obtidos para as placas da Embraer, demonstram uma dispersão relativamente baixa dos dados experimentais. Para as placas reforçadas com fibras de kevlar com 8 camadas o coeficiente R obtido foi menor. Neste caso, houve uma maior dispersão porque foram testadas um menor número de amostras na mesma condição de contorno desta configuração. Os perfis não simétricos da Enmac apresentaram um maior nível de força registrada durante os impactos, com queda do impactador de 1m de altura, do que os perfis simétricos. Esta maior força registrada está relacionada com a maior quantidade de reforço dos perfis não simétricos. Em impactos com queda do impactador de 0,5m de altura, o nível de força medido inicialmente, oferecido pelos valores do parâmetro a1, foi praticamente o mesmo para ambas as configurações fornecidas pelo fabricante. O comportamento dos dados obtidos, para os perfis não simétricos, alterou-se menos com a mudança da altura de impacto do que os dados obtidos com os perfis simétricos, o que pode ser observado pela variação dos valores dos coeficientes a2 e a3 mostrados na tabela 5.8. Os perfis não simétricos apresentaram uma variação nos valores de a2 e a3 menores do que a variação obtida na regressão dos dados dos perfis simétricos. Os valores dos coeficientes R, calculados para estes materiais, demonstram uma baixa dispersão dos dados experimentais, principalmente para os perfis não simétricos. A tabela 5.9 apresenta os resultados das regressões para a análise da variação do tempo de duração do impacto (tf) com o percentual de impactos realizados sobre a amostra antes da ruptura. Neste caso, praticamente todas as amostras da Embraer ofereceram dados que puderam ser interpolados por uma função linear (equação 5.3), enquanto que os dados obtidos com as placas reforçadas com fibras de vidro da Embraer e os demais materiais tiveram que ser analisados por funções quadráticas. Segundo os valores do coeficiente a1 contidos na tabela 5.9, as placas de fibra de carbono do CTA apresentaram tempos de duração do 1o impacto decrescentes, à medida que 274 se aumentou as direções de reforçamento do material. Este efeito é devido ao grau de restrição à deformação imposto pelo aumento das direções de reforçamento, conforme já apresentado por Greszczuk [64]. Como os coeficientes a3 das configurações “cross-ply” e assimétrica são bem menores do que os respectivos coeficientes a2, pode-se fazer a análise dos dados como se as regressões feitas fosse lineares. Neste caso, as placas “cross-ply” apresentaram um maior aumento do tempo de duração do impacto com o número de impactos do que a placa assimétrica testada. Isto porque o valor calculado do coeficiente a2, obtido para as placas CTACPL, foi maior do que o mesmo coeficiente para a placa assimétrica. Em ambos os casos, a dispersão dos dados experimentais é pequena, segundo é informado pelos valores de R que são superiores à 0,93. Tabela 5.9 - Resultados das regressões para os gráficos de duração do impacto versus percentual de impactos para ruptura. Coeficientes Material testado Altura de queda (m) Grau da regressão a1 (s) a2 (s) a3 (s) a4 (s) R CTAUNI 1,0 2 0,00427 4,3010-7 1,3710-7 – 0,633 CTACPL 1,0 2 0,00334 1,1710-5 -1,2710-8 – 0,947 CTAASS 1,0 2 0,00286 3,7310-6 1,3510-8 – 0,932 EMBCB4 0,5 1 0,00525 3,0910-5 – – 0,965 EMBCB6 1,0 1 0,00409 2,3010-5 – – 0,954 EMBKV6 0,5 1 0,00667 1,2910-6 – – 0,834 EMBKV8 0,5 1 0,00575 2,2310-5 – – 0,927 EMBKV10 1,0 1 0,00509 1,7010-5 – – 0,835 EMBVD8 1,0 2 0,00568 -3,0010-5 4,7010-7 – 0,846 ENCNS 1,0 2 0,00501 -2,6910-6 3,2010-7 – 0,920 ENCNS 0,5 2 0,00543 -7,8310-6 4,5010-7 – 0,940 ENCSM 1,0 2 0,0052 -1,1310-5 3,3010-7 – 0,959 ENCSM 0,5 2 0,00517 7,7910-7 – 0,943 4,5910-7 A placa unidirecional apresentou uma dispersão dos pontos experimentais de tempo de duração do impacto, maiores do que os obtidos para as demais placas primeiramente por estas placas terem sido testadas até a ruptura. Em segundo lugar, a maior dispersão se deve, 275 também, ao tipo de geometria de reforçamento que provoca maior espalhamento dos dados, devido ao seu processo de ruptura mais frágil. As placas da Embraer, testadas com queda do impactador de 0,5m de altura, apresentaram tempos de impacto maiores. As placas reforçadas com fibras de kevlar de 6 camadas apresentaram um maior tempo de duração do 1o impacto, com queda do impactador de 0,5m de altura. Por outro lado, as placas reforçadas com fibras de vidro de 10 camadas apresentaram o maior tempo de duração do 1o impacto, com queda do impactador de 1,0m de altura. Estes maiores tempos de duração do impacto estão correlacionados com a menor espessura destas placas e com a menor rigidez dos reforços empregados [81]. Pelos valores dos coeficientes a2 apresentados, as placas reforçadas por fibras de carbono apresentaram os maiores aumentos relativos do tempo de duração dos impactos, em ambas as condições de altura de queda do impactador. Isto indica que a perda de rigidez destas placas é mais intensa do que nas demais, já que o tempo de duração do impacto está correlacionado com a rigidez das placas impactadas [81, 76]. Os dados de tempo de duração do impacto para as placas de fibra de vidro da Embraer foram as únicas que necessitaram de uma regressão quadrática para serem analisadas. Esta variação é explicada no item 5.1.2.4. A menor espessura aumenta a deformação apresentada pelas placas, durante o impacto e o tempo de duração do contato entre placa e impactador. Por outro lado, sabe-se que o tempo de contato entre dois corpos em impacto é inversamente proporcional à velocidade de impacto [81]. Isto pode ser confirmado nos resultados obtidos para os perfis da Enmac. Neste caso, nota-se que o tempo de duração dos impactos com queda do impactador de 1,0m de altura é menor do que o registrado, com a queda do impactador de 0,5m de altura. O tempo de duração dos impactos nos perfis da Enmac, assim como a variação deste parâmetro em função do número de impactos, foi praticamente a mesma para as configurações de reforço e de carregamento executadas. Isto pode ser visto pelos semelhantes valores dos coeficientes a1 e a3 obtidos em cada condição de impacto. Pode-se notar que os valores dos coeficientes R, obtidos pelas regressões dos dados de tempo de duração do impacto e mostrados na tabela 5.9, são maiores do que os respectivos valores mostrados na tabela 5.8. Isto indica que, para o sistema de testes utilizado, o cálculo do tempo de duração dos impactos é mais preciso do que o cálculo da carga máxima obtida 276 durante os ensaios. Obviamente, é mais fácil medir o tempo de duração de um evento de impacto do que a carga máxima dinâmica que ocorre durante o mesmo [130]. A tabela 5.10 apresenta os resultados das regressões para a análise da variação da energia dissipada pelo impactador (EDissF) em função do número de impactos. Neste caso, os dados experimentais obtidos em todas as amostras apresentam uma maior dispersão em torno de regressões lineares e quadráticas, de modo que a maioria das regressões realizadas são cúbicas ou de ordem 3. Tabela 5.10 - Resultados das regressões para os gráficos de energia dissipada pelo impactador versus percentual de impactos para ruptura. Coeficientes Material testado Altura de queda (m) Grau da regressão a1 (J) a2 (J) a3 (J) CTAUNI 1,0 2 3,56 -0,0193 a4 (J) R 3,9710-4 – 0,286 -4 – 0,114 CTACPL 1,0 2 3,13 -0,00878 1,3410 CTAASS 1,0 2 2,77 -0,0118 8,3410-5 – 4,6810 0,153 EMBCB4 0,5 3 1,16 0,0495 -7,8110 EMBCB6 1,0 3 1,75 0,110 -0,00204 1,3610-5 0,761 0,0941 -0,00149 8,5310 -6 0,646 6,8010 -6 0,191 EMBKV6 0,5 3 0,452 -4 -6 0,612 EMBKV8 0,5 3 2,14 0,0360 -9,1010 EMBKV10 1,0 3 3,43 0,0668 -0,00109 8,1710-6 0,741 EMBVD8 1,0 2 3,11 -0,0390 -6,7210-4 – 0,771 5,1310 -4 ENCNS 1,0 3 3,81 0,0117 -3,2410 ENCNS 0,5 3 1,86 -0,00485 6,4310-5 6,5010-7 0,421 -0,0227 -2,1710 -4 9,1010 -6 0,879 0,0423 -5,6710 -4 2,5310 -6 0,513 ENCSM ENCSM 1,0 0,5 3 3 4,27 1,39 -4 -6 0,494 De acordo com o mencionado anteriormente, quanto mais direções de reforçamento existirem no compósito, maior será a rigidez deste material em impacto. Os valores dos coeficientes a1, mostrados na tabela 5.10, demonstram que a placa assimétrica, que é reforçada em três direções, provoca uma dissipação de energia do impactador no 1o impacto menor do que as placas “cross-ply” e unidirecional fabricadas no CTA. Isto ocorre porque a maior rigidez da placa assimétrica induz um evento de impacto menos inelástico com o impactador [104], provocando menores perdas de energia. 277 Dentre as placas da Embraer testadas, as que provocam maior perda de energia do impactador no 1o impacto são as placas reforçadas com fibras de vidro e as placas reforçadas com fibras de kevlar de 10 e 8 camadas, respectivamente. Neste caso, estas placas absorvem mais energia em relação às placas de fibra de carbono, ou em relação às placas menos espessas, porque ocorre a geração de uma indentação nas superfícies das mesmas logo no 1o impacto que absorve energia do impactador, diminuindo a sua energia residual após o impacto. Os perfis da Enmac, testados com queda do impactador de 1m de altura, provocaram a maior perda de energia do impactador. Neste caso, a absorção de energia, devido à maior quantidade de matriz presente neste compósitos, principalmente nas suas superfícies, que absorve mais energia do impactador. Pode-se notar que o perfil simétrico provoca maior dissipação de energia. Isto ocorre, devido à maior absorção de energia, causada pela maior quantidade de matriz presente no interior deste perfil em relação à outra configuração. Pode-se notar, pelos valores tabelados do coeficiente R, que há uma grande dispersão dos resultados de energia dissipada pelo impactador. Enquanto que o valor médio deste coeficiente para os dados de força máxima fica em torno de 0,808 e para os dados de tempo de duração do impacto fica em torno de 0,910; para os dados de energia dissipada pelo impactador o valor médio dos coeficientes R calculado foi 0,506. Isto demonstra que existem dificuldades e limitações para a avaliação da energia dissipada pelo impactador, principalmente por se tratar de um valor obtido indiretamente [26, 92]. O gráfico da figura 5.80 mostra como se dá a variação do mais alto valor de força máxima, que é registrada nos gráficos de força máxima versus percentual de impactos para ruptura, com a variação das espessuras e tipos de reforço das placas da Embraer. Neste caso, somente as placas da Embraer foram utilizadas para esta analise por duas razões: maior número de amostras testadas para cada configuração e a disponibilidade de propriedades quase-estáticas para comparação. Para a determinação dos valores de “maior força máxima” utilizada no gráfico a seguir, foram consideradas as regressões apresentadas anteriormente, através da tabela 5.8, e tomado o ponto de maior valor da força máxima em tais regressões. Admite-se que este parâmetro seja bem representativo do comportamento dos materiais testados em impacto. Isto 278 porque é um parâmetro tomado com base em vários pontos experimentais, por sua vez, obtidos de mais de uma amostra para cada configuração de espessura e reforço. A comparação da “maior força máxima”, entre as diversas configurações, dá margem à verificação, através da comparação entre a força máxima registrada em ensaios quaseestáticos e das propriedades das placas fornecidas pelo fabricante, qual tipo de propriedade é "Maior força máxima" em impacto (N) mais importante em relação à resistência ao impacto de baixa energia. 3000 EMBCB EMBKV EMBVD 2750 2500 1,0 m 2250 2000 1750 1500 0,5 m 1250 1,4 1,6 1,8 2,0 2,2 2,4 Espessura (mm) Figura 5.80 - Gráfico da maior força máxima registrada em impacto versus espessura para cada configuração de reforço das placas da Embraer, os pontos inferiores à 1,8mm correspondem a impactos a 0,5m, enquanto que os pontos superiores a este valor correspondem a impactos com queda de 1m. Em cada material foi feita uma regressão linear, conforme pode ser visto no gráfico acima, cuja equação representativa é semelhante à equação 5.3, porém utilizando a espessura das placas, em milímetros, como variável indenpendente. Esta regressão foi calculada para auxiliar a comparação dos dados obtidos experimentalmente. A tabela 5.11 apresenta os coeficientes obtidos nas três regressões lineares mostradas na figura 5.80. 279 Tabela 5.11 - Resultados das regressões mostradas no gráfico 5.80. VALORES DA REGRESSÃO TIPO DE PLACA a1 (N) a2 (N/mm) R EMBCB -1030 1740 1* EMBKV -223 969 0,942 EMBVD -2000 2430 * - apenas dois pontos experimentais utilizados. 1* Pode-se notar, pelo gráfico da figura 5.80 e pelos valores mostrados na tabela 5.11, que as placas reforçadas com fibras de vidro apresentam maiores níveis de força máxima em impacto, por unidade de espessura, do que as demais placas. As placas de fibras de carbono apresentam níveis de força máxima, em função da espessura, menores do que as placas de fibra de vidro. Finalmente, as placas de fibras de kevlar apresentaram os menores níveis registrados de força de impacto nas espessuras comparadas. Estes resultados, juntamente com os resultados de resistência em impacto mostrados através do gráfico da figura 5.78, apontam para um melhor comportamento em impacto das placas de fibra de vidro. Isto pode ser entendido em termos do comportamento verificado em ensaios quase-estáticos. A maior deformação em fratura e a menor presença de picos de força, relacionados a processos de ruptura frágeis, na curva força deslocamento obtidas devem ser características de um compósito que apresente maior resistência a impacto. Em termos de propriedades mecânicas, segundo mostra as tabelas 3.3 a 3.5, uma melhor resistência mecânica em compressão e cisalhamento do compósito é fator necessário para a sua resistência à impacto [9, 61]. 5.1.5 – Resultados para uma chapa de alumínio Para efeito de comparação qualitativa dos resultados dos ensaios de impacto, obtidos para os materiais compósitos, foram feitos testes de impacto, sobre duas placas de alumínio comercialmente puro de espessura 0,98 0,03 mm. Estas placas foram testadas em impacto no mesmo sistema de testes utilizado para as placas e perfis compósitos. Foram feitos impactos com queda do impactador de 1m de altura, sendo que uma resistiu a 4 impactos, 280 enquanto que outra resistiu a 5 impactos. Os mesmos gráficos obtidos para as placas e perfis de compósito foram obtidos para as placas de alumínio e estão mostrados nas figuras 5.81 à 5.85. Os gráficos das figuras 5.81 e 5.82 mostram as quatro curvas obtidas para a placa de alumínio que resistiu a 5 impactos. Nota-se a evolução contrária desta curvas em relação às curvas obtidas para os compósitos. No caso da placa de alumínio, o valor da força máxima aumenta, assim como diminui os valores do tempo de duração do impacto e deslocamento do impactador para cada impacto. Nota-se a grande presença de vibrações oriundas da propagação de ondas de deformação elásticas no início das curvas apresentadas, principalmente nas curvas de força versus deslocamento do impactador. Não foram observadas variações no sinal de força devido à intensa geração de danos quanto foi notado no teste das placas e perfis compósitos, como mostrados no gráfico da figura 5.36. o 2500 1 Impacto o 2 Impacto 2000 o 3 Impacto Força (N) o 4 Impacto 1500 1000 500 0 0,000 0,001 0,002 0,003 0,004 0,005 0,006 Tempo (s) Figura 5.81 - Curvas de força versus tempo para o impacto com queda de 100 cm sobre um placa de alumínio comercialmente puro que resistiu a 5 impactos. 281 o 1 Impacto 2500 o 2 Impacto o 3 Impacto 2000 o Força (N) 4 Impacto 1500 1000 500 0 0 2 4 6 8 10 12 Deslocamento do impactador (mm) Figura 5.82 - Gráficos de força versus deslocamento do impactador para o impacto com queda de 100 cm sobre um placa de alumínio comercialmente puro que resistiu a 5 impactos. 3000 2800 Força máxima (N) 2600 2400 2200 2000 1800 1600 1400 1200 20 40 60 80 100 % impactos para ruptura Figura 5.83 - Gráfico da evolução da força máxima apresentada em impacto em função do número de impactos, com queda de 100 cm sobre um placa de alumínio comercialmente puro. 282 0,008 Duração do impacto (s) 0,007 0,006 0,005 0,004 0,003 0,002 0,001 20 40 60 80 100 % impactos para ruptura Energia dissipada pelo impactador (J) Figura 5.84 - Gráfico da evolução da duração do impacto em função do número de impactos, com queda de 100 cm sobre um placa de alumínio comercialmente puro. 7,5 7,0 6,5 6,0 5,5 5,0 20 40 60 80 100 % impactos para ruptura Figura 5.85 - Gráfico da energia dissipada pelo impactador em função do percentual do número de impactos, com queda de 100 cm sobre duas placas de alumínio comercialmente puro. 283 Os gráficos 5.83, 5.84 e 5.85 mostram a variação dos parâmetros: força máxima, tempo de duração do impacto e energia dissipada pelo impactador. Pela comparação direta destas curvas com as respectivas curvas para os materiais compósitos, pode-se notar que enquanto a força máxima nos compósitos vai decaindo, nas placas de alumínio a força máxima cresce e se estabiliza até a ruptura. A duração do impacto registrada nos ensaios com as placas de alumínio também varia, de maneira contrária ao observado para os compósitos. Enquanto que nos compósitos o tempo de duração do impacto aumenta, nas placas de alumínio o tempo de duração do impacto diminuiu linearmente. Também, o nível de energia dissipada pelo impactador, obtida nos ensaios com as placas de alumínio, são diferentes. Neste caso, o nível de energia dissipada pelo impactador foi maior do que no caso dos compósitos. A explicação para as diferenças, entre o comportamento em impacto das placas de alumínio para as placas de compósitos, reside no fato de que as placas de alumínio se deformam plasticamente em impacto, mudando a sua geometria plana inicial. Esta mudança na geometria das placas de alumínio muda a rigidez apresentada pelas mesmas, aumentando a força e o tempo de impactos obtidos. As placas e perfis de compósito não apresentam deformação residual, a não ser uma pequena indentação em alguns casos. Estas diferenças de geometria durante o impacto são comentadas no item 5.2.2. Assim como nas placas de compósito, regressões foram feitas para se obter a tendência de comportamento do material sob impacto. As equações utilizadas pelas regressões são as mesmas empregadas para os materiais compósitos: equações 5.3, 5.4 e 5.5. Neste caso, os valores obtidos nestas regressões são menos precisos do que no caso dos compósitos simplesmente por serem baseados em um menor número de amostras ensaiadas. Os parâmetros das funções de regressão calculados são mostrados na tabela 5.12. Pode-se observar, pelos valores mostrados na tabela 5.12, que o valor da força máxima registrada no 1o impacto é bem pequeno, em relação aos registrados para as placas de compósitos de igual geometria e condição de impacto. Porém, à medida que a placa se deforma mais a cada impacto, este valor de força máxima cresce até atingir um máximo de 2300N aproximadamente. Houve uma variação de mais de 100% no valor da força de impacto apresentada inicialmente até o valor máximo observado em impacto. 284 Tabela 5.12 - Tabela apresentando os resultados das regressões para força máxima, duração do impacto e energia dissipada pelo impactador versus percentual de impactos para ruptura de duas placas de alumínio comercialmente puro. Parâmetro Altura de analisado queda (m) Fmáx 1,0 Coeficientes Grau da regressão a1 a2 2 939 34,9 a3 a4 R -0,230 – 0,752 – – 0,846 tf 1,0 1 0,0062 -3,6110 EDissF 1,0 3 6,759 -0,00712 -5,1410-4 6,6210-6 -5 0,896 O tempo de duração do impacto, que foi medido como sendo igual à 0,0062s no 1 o impacto, vai diminuindo até atingir o valor de 0,0033s no último impacto, sem ruptura da placa. O valor inicial do tempo de duração do impacto para a placa de alumínio foram superiores aos valores iniciais observados para os compósitos. O valor da energia dissipada pelo impactador no 1o impacto com esta placa é bem maior, do que o nível dissipado pelo mesmo impactador no teste da placas e perfis compósitos. Isto é devido ao fato de que o impactador, no 1o impacto, deforma muito a placa de alumínio, gastando muito de sua energia cinética de impacto nesta operação. Assim, o comportamento geral observado para a placa de alumínio, testada em impacto, foi bastante distinto das placas e perfis de compósitos testados. 285 5.2 – Observação dos danos 5.2.1 – Acompanhamento visual por fotografia Três placas de compósitos tiveram o seu aspecto visual externo gravado ao longo do processo de danos. Este registro foi feito com o objetivo de oferecer uma idéia de como se processa o desenvolvimento externo dos danos ao longo dos eventos de impacto. Não seria possível gravar, por meio de fotografia, a aparência das amostras testadas em todos os testes. Foram tomadas duas amostras doadas pela Embraer (EMBCB6-1 e EMBKV10-2) e uma amostra fabricada no CTA (CTACPL-1), testadas até a ruptura com o mesmo tipo de carregamento, ou seja, impactos com queda do impactador de 1m. As amostras da Embraer foram escolhidas de modo que ambas apresentassem uma espessura semelhante, neste caso, em torno de 2,2mm. As fotos tiradas das amostras, nos diferentes momentos de ensaio, foram distribuídas nas figuras 5.86, 5.87 e 5.88, a fim de facilitar a consulta e comparação. Todas as figuras apresentadas foram tiradas de uma área de 35x35mm, na região central das amostras. Algumas possíveis diferenças de tonalidade entre fotos de uma mesma amostra são provenientes dos diferentes ajustes realizados sobre a imagem original, para destacar melhor o seu aspecto. Também, podem haver pequenas diferenças no tamanho das imagens, porque ajustes de escala tiveram que ser feitos, a fim de compensar as diferenças na focalização e zoom da câmera fotográfica. Estes pequenos ajustes garantem que os detalhes mostrados em todas as fotos das figuras estejam na mesma escala. Pode-se observar, pela sequência de fotos das figuras 5.86 a 5.88, que os compósitos, cujas fibras de reforço estão sob a forma de tecido, não apresentam, a olho nu, um espalhamento dos danos gerados por impacto. Como pode ser visto pelas figuras 5.87 e 5.88, os compósitos EMBCB6-1 e EMBKV10-1 só apresentaram danos, visíveis a olho nu, na região perfurada pelo impactador. A amostra CTACPL-1, reforçada por camadas de fibras unidirecionais, apresenta uma propagação de trincas ao longo das direções principais de reforço, fora da região de contato com o impactador. Estas trincas estão correlacionadas com a ruptura da matriz na direção das fibras nas camadas do compósito. Nos compósitos da Embraer, o reforço sob a forma de tecido restringe a propagação de danos fora da região de indentação da amostra. Esta restrição é importante, porque indica uma boa distribuição de tensões na estrutura interna destes compósitos. 286 Pela figura 5.86, pode-se perceber que desde o início do processo de impacto é que danos gerados podem ser avistados no compósito de camadas unidirecionais. Por outro lado, pouco ou nenhum dano aparente pode ser percebido nas amostras da Embraer no primeiro impacto como, por exemplo, na amostra EMBKV10-1, retratada na figura 5.88. A principal diferença entre as amostras EMBCB6-1 e EMBKV10-1 dar-se pela distribuição dos danos, que aparenta ser mais homogênea ao longo do processo de ruptura da amostra reforçada com fibras de kevlar. Isto porque são detectáveis trincas na região da indentação mais prematuramente do que no compósito reforçado por fibras de carbono. Neste último, o processo de ruptura ocorre de maneira mais abrupta, com pouca visualização de trincas antes da fratura final. IMPACTOS REALIZADOS ASPECTO VISUAL IMPACTOS REALIZADOS 0 (nenhum impacto) 33 impactos 2 impactos 1300 impactos * ASPECTO VISUAL 6 impactos * A seta indica uma trinca de delaminação dentro da indentação. Figura 5.86 - Evolução do aspecto externo da superfície da placa CTACPL-1 sendo testada em impacto com queda do impactador de 1m. As fotografias representam uma área de 3535 mm nas amostras. 287 IMPACTOS REALIZADOS ASPECTO VISUAL IMPACTOS REALIZADOS 0 (nenhum impacto) 17 impactos * 8 impactos * 18 impactos ASPECTO VISUAL A região mais clara no centro da indentação é resultante do reflexo de luz na superfície do compósito Figura 5.87 - Evolução do aspecto externo da superfície da placa EMBCB6-1 sendo testada em impacto com queda do impactador de 1m. As fotografias representam uma área de 3535 mm nas amostras. 288 IMPACTOS REALIZADOS ASPECTO VISUAL IMPACTOS REALIZADOS 0 (nenhum impacto) 6 impactos 1 impacto * 8 impactos 3 impactos * 9 impactos ASPECTO VISUAL A região mais clara no centro da indentação é resultante do reflexo de luz na superfície do compósito Figura 5.88 - Tabela apresentando a evolução do aspecto externo da superfície da placa EMBKV10-1 sendo testada em impacto com queda do impactador de 1m. As fotografias representam uma área de 3535 mm nas amostras. 289 5.2.2 – Superfícies de fratura Para cada configuração de reforço e espessura testada, escolheu-se, ao acaso, uma amostra para se registrar o aspecto da superfície de fratura da mesma. O aspecto externo de cada amostra, digitalizado e registrado por meio de um “scanner”, encontra-se agrupado nas figuras apresentadas neste item e que são separadas pelo tipo de reforço do material. O registro realizado na superfície impactada, foi denominado de “frontal”, e o registro na superfície oposta ao ponto de impacto foi denominado de “posterior”. A figura 5.89 mostra a aparência da fratura de uma amostra reforçada unidirecionalmente. Nota-se a grande profusão de trincas na matriz cuja direção é a mesma do reforço fibroso. Nestes casos, a falha do compósito ocorre pela ruptura da parte central que se separa do restante da placa, por causa das trincas que se alastraram. AMOSTRA TESTADA ASPECTO VISUAL FRONTAL CTAUNI-2 POSTERIOR Figura 5.89 - Geometria de fratura em uma amostra de placa reforçada unidirecionalmente fabricada no CTA. As fotografias representam, em sua largura, uma região de 7 polegadas. 290 A figura 5.90 mostra a geometria de fratura de uma amostra “cross-ply”. Neste caso, também há a propagação de trincas na matriz, nas direções das fibras de reforço. Porém, por possuir duas direções principais de reforço, as trincas fornadas apresentam-se perpendiculares entre si, principalmente na superfície frontal do compósito. A existência de outra direção para a propagação das trincas reduz o tamanho das mesmas em comparação com uma amostra unidirecional. ASPECTO VISUAL AMOSTRA TESTADA FRONTAL POSTERIOR CTACPL-1 Figura 5.90 - Geometria de fratura após 103 impactos em uma amostra de placa reforçada a [0o3/90o3/0o3/90o3/0o3] fabricada no CTA. As fotografias representam uma área de 3030mm na amostra. A figura 5.91 mostra as superfícies de fratura obtidas pela ruptura das amostras da Embraer reforçadas por fibras de carbono. Todas as superfícies de fratura mostradas na figura apresentam um mesmo aspecto morfológico, sugerindo um único mecanismo de ruptura para este material, nas diferentes condições de impacto realizadas. Nas fotografias da superfície posterior pode-se perceber que as fraturas possuem uma geometria losangular. Esta geometria é originada da fratura por rasgamento frágil da última camada da placa. As demais camadas se rompem, de tal maneira que cada uma destas superfícies de fratura apresenta uma série de delaminações relativas à perda da adesão entre as camadas durante a ruptura. As fotografias das superfícies frontais mostram que a perfuração não possui uma superfície regular, nota-se a presença de arestas e mesmo de pedaços pontiagudos do compósito parcialmente rompido ao longo do contorno da perfuração. 291 AMOSTRA TESTADA ASPECTO VISUAL FRONTAL POSTERIOR EMBCB3-1 (impacto com queda de 1,0m) EMBCB3-2 (impacto com queda de 0,5m) EMBCB4-1 (impacto com queda de 1,0m) EMBCB4-3 (impacto com queda de 0,5m) EMBCB6-7 (impacto com queda de 1,0m) Figura 5.91 - Geometria de fratura nas amostras de placas reforçadas por fibras de carbono, fabricadas pela Embraer. As fotografias frontais representam uma área de 11 polegada nas amostras e as posteriores uma área de 1,51,5 polegadas. 292 A figura 5.92 mostra a aparência das superfícies de fratura das amostras de Embraer reforçadas com fibras de kevlar. A primeira característica que diferencia este tipo de compósito do compósito reforçado com fibras de carbono é a maior homogeneidade observada da sua superfície de fratura. Nos compósitos de fibras de carbono foram observadas muitas irregularidades nas superfícies de ruptura, com a presença de arestas e pedaços pontiagudos do compósito. Nas placas reforçadas com fibras de kevlar, o contorno circular do impactador está muito bem definido e não são detectadas arestas grandes como as do compósito de fibra de carbono na superfície frontal de ruptura. Quanto à superfície posterior, percebe-se que a fratura se deu com uma menor presença de delaminações das camadas do compósito. Enquanto que nos compósitos de fibra de carbono rompidos há uma grande quantidade de delaminações, os compósitos reforçados com fibras de kevlar apresentam as aberturas de perfuração com uma maior união entre as camadas perfuradas. Também pode ser percebido uma mudança na geometria de perfuração para o caso da amostra EMBKV10-2, rompida com um maior número de impactos. Pelo que pode ser visto na respectiva fratura mostrada na figura 5.92, parece que o mecanismo atuante de ruptura mudou, levando o material a apresentar uma ruptura por perfuração de contornos mais circulares. Neste caso, pelo tipo de carregamento feito e espessura da placa, houve uma profusão de danos muito pequena entre cada impacto em relação aos demais carregamentos executados com este material. Esta menor profusão de danos provocou a distribuição dos danos gerados mais uniforme e consequentemente, produziu uma superfície de fratura mais circular. O mesmo não foi obtido com os compósitos de fibra de carbono, por duas razões. Primeiramente, porque as fibras de carbono possuem uma maior resistência e fragilidade do que as fibras de kevlar, o que dificulta o maior espalhamento dos danos. E em segundo lugar, devido a esta combinação de resistência e fragilidade das fibras de carbono. Os compósitos reforçados com tais materiais que foram testados neste trabalho somente apresentaram uma baixa resistência a impacto (< 20 impatos para perfuração) ou uma maior resistência a impacto (>1500 impactos para perfuração). Uma resistência a impacto intermediária seria necessária para o surgimento de superfícies de fratura por perfuração circulares. 293 AMOSTRA TESTADA ASPECTO VISUAL FRONTAL POSTERIOR EMBKV6-1 (impacto com queda de 1,0m) EMBKV6-2 (impacto com queda de 0,5m) EMBKV8-1 (impacto com queda de 1,0m) EMBKV8-2 (impacto com queda de 0,5m) EMBKV10-1 (impacto com queda de 1,0m) EMBKV10-2 (impacto com queda de 0,5m) Figura 5.92 - Geometria de fratura nas amostras de placas reforçadas por fibras de kevlar, fabricadas pela Embraer. As fotografias frontais representam uma área de 11 polegada de largura nas amostras e as posteriores uma área de 1,51,5 polegadas. 294 As imagens das fraturas dos compósitos de fibra de vidro, mostradas na figura 5.93, além das respectivas superfícies de fratura, também mostram as áreas delaminadas ao redor da perfuração, vista na superfície frontal. As áreas delaminadas só podem ser observadas, neste caso, devido à transparência do compósito à luz que permite visualizar, onde o mesmo se encontra delaminado ou não. Nota-se, pelas figuras, que a área delaminada visível na superfície frontal, corresponde praticamente à toda a superfície de fratura observada na vista posterior. A geometria das superfícies de fratura também sugerem que a resposta mecânica dos compósitos reforçados com fibras de vidro é distinta da resposta mecânica apresentada pelas placas da Embraer, reforçadas com fibras de carbono e kevlar. Todas as amostras apresentam uma superfície de fratura mais homogênea, apesar de que as condições de carregamento e espessura sejam semelhantes às demais amostras já discutidas. Pode-se afirmar que o mecanismo de resposta mecânica em impacto destes compósitos é distinto do mecanismo de resistência das demais placas. Desta forma, o tipo de reforçamento; com menor diâmetro, menor resistência e menor fragilidade, do que as fibras de carbono e kevlar; parece induzir uma melhor distribuição dos danos gerados por impacto. Este danos não se concentram em regiões de rasgamento perpendiculares entre si, como ocorreu nos compósitos reforçados por fibras de carbono e kevlar, de menos a amostra EMBKV10-2. Esta distribuição deve absorver mais eficientemente a energia de impacto, em conjunção com a maior energia de ruptura do reforço, o que leva a estes compósitos a apresentrem uma maior resistência a impacto. A superfície de fratura, observada na face posterior das placas mostra, também, a presença de delaminações, porém de geometrias circulares, acompanhando o formato da fratura obtida. A maior abertura das fraturas mostradas para as amostras EMBVD6-1 e EMBVD6-3 são decorrentes da realização de um impacto com a amostra já fraturada. Geralmente, as amostras apresentam uma fratura mais fechada do que as amostras de fibras de kevlar e carbono. 295 AMOSTRA TESTADA ASPECTO VISUAL FRONTAL POSTERIOR EMBVD6-1 (impacto com queda de 1,0m) EMBVD6-3 (impacto com queda de 0,5m) EMBVD8-6 (impacto com queda de 1,0m) EMBVD8-2 (impacto com queda de 0,5m) EMBKV10-1 (impacto com queda de 1,0m) Figura 5.93 - Geometria de fratura nas amostras de placas reforçadas por fibras de vidro, fabricadas pela Embraer. As fotografias frontais representam uma área de 1,51,5 polegada de largura nas amostras e as posteriores uma área de 22 polegadas. 296 A figura 5.94 mostra a superfície de fratura de uma amostra de reforço híbrido com 6 camadas, sendo 4 internas de fibras de kevlar e 2 externas, uma para cada superfície, de fibras de vidro. O aspecto externo é semelhante à ruptura das placas de fibra de vidro, porém com uma maior presença de arestas e fraturas pontiagudas na superfície frontal, provavelmente devido à menor espessura da camada de compósito de fibra de vidro. Por possuir uma menor espessura esta camada, que se encontra sob um substrato de camadas reforçadas com fibras de kevlar mais macio, rompe-se de maneira diferenciada. AMOSTRA TESTADA ASPECTO VISUAL FRONTAL POSTERIOR EMBMX6-2 (impacto com queda de 0,5m) Figura 5.94 - Geometria de fratura numa amostra reforçada hibridamente por fibras de vidro e kevlar fabricada pela Embraer. A fotografia frontal representa uma área de 11 polegada de largura e a posterior uma área de 1,51,5 polegadas na amostra. A figura 5.95 mostra, como comparação, o respectivo aspecto de fratura por perfuração em impacto de uma chapa de alumínio comercialmente puro. A figura 5.96 mostra toda a placa. Pode-se notar que a principal diferença entre a ruptura de uma chapa metálica e um compósito é que a primeira se deforma extensivamente, enquanto que o compósito praticamente não se deforma, a não ser na região de perfuração. Pode-se notar, também, que este tipo de material não apresenta um rasgamento ou perfuração central como todos as placas de compósito testadas. Neste caso, a chapa se deforma até que a região periférica da indentação se rompa ocasionando a perfuração, mas isto não antes de haver uma grande deformação plástica por indentação. 297 AMOSTRA TESTADA ASPECTO VISUAL FRONTAL POSTERIOR Chapa de alumínio (impacto com queda de 1,0m) Figura 5.95 - Geometria da perfuração resultante na placa de alumínio testada em impacto. As figuras representam a placa inteira (55 polegadas). A figura 5.96 mostra o aspecto da ruptura por carregamento quasi estático das amostras das placas da Embraer. O aspecto apresentado por todas as amostras é losangular, como na ruptura por impacto das amostras reforçadas por fibras de carbono. De todas as amostras testadas, a placa reforçada com fibras de vidro apresenta a maior e mais uniforme superfície de rasgamento por penetração quasi-estática, mesmo considerando a diferença na escala das fotos relativas à placa de fibra de vidro. Observa-se que esta placa reforçada com fibras de vidro apresentou uma deformação total de fratura neste ensaio, maior do que a fratura dos demais compósitos (vide tabela 5.5). Por geometria, pode-se associar esta maior deformação em fratura com o maior tamanho da região rasgada pelo penetrador. As amostras reforçadas com fibras de carbono e kevlar não apresentam muitas diferenças visíveis das correspondentes superfícies de fratura por impacto. A amostra híbrida apresenta, claramente, na sua superfície de fratura posterior uma separação entre a camada mais externa reforçada com fibras de vidro e as camadas internas reforçadas com fibras de kevlar. Quando a ruptura correlacionada com esta separação ocorreu, houve uma queda abrupta no nível de força registrada na correspondente curva força versus deslocamento do travessão mostrada na figura 5.22. 298 AMOSTRA TESTADA ASPECTO VISUAL FRONTAL POSTERIOR EMBCB6-3 EMBKV10-3 EMBVD8-3 EMBMX6-1 Figura 5.96 - Geometria de fratura nas amostras testadas quasi-estaticamente As fotografias dos compósitos reforçados com fibras de carbono e kevlar representam uma área de 11 polegada de largura nas fotografias frontais e as posteriores uma área de 1,51,5 polegadas. No caso dos compósitos reforçados por fibras de vidro as fotografias frontais representam uma área de 1,51,5 polegadas e as posteriores uma área de 22 polegadas. 299 A superfícies de fratura dos perfis pultrudados estão mostradas na figura 5.97. Nesta figura, pode-se observar que as superfícies de fratura frontais são bastante semelhantes. A geometria de calota esférica destas fraturas é devida à camada superficial de maior concentração de matriz que todos estes perfis possuem. Esta camada se deforma de maneira homogênea pelo contato do impactador, formando as superfícies de fratura frontais mostradas na figura 5.97. Por outro lado, exite uma grande diferença entre as superfícies de fratura de um perfil simétrico e de um perfil não simétrico. O perfil simétrico, que apresenta uma superfície de fratura mais alongada, possui uma camada interna de maior concentração de matriz; enquanto que o perfil não simétrico, que apresenta uma superfície de fratura não alongada, possui o seu interior constituído com uma só camada de maior concentração de reforço. A presença de uma camada intermediária de matriz atua alongando a superfície de fratura, da mesma forma que as trincas de fratura dos compósitos unidirecionais do CTA tendem a se alongar na direção do reforço. No caso dos perfis, a matriz tende a se romper na direção longitudinal do perfil, onde se tem a menor restrição de deformação, já que as laterais possuem uma restrição de deformação geométrica. Esta camada de maior concentração de matriz, que é relativamente espessa, induz à continuação do crescimento da trinca de perfuração preferencialmente na direção longitudinal, o que leva à superfície de ruptura alongada, observada através da figura 5.97. Por outro lado, a não existência de uma camada central de maior concentração de matriz, induz a um crescimento mais homogêneo da perfuração. Isto parece discordar da orientação unidirecional das camadas de reforço fibroso. Porém, existe duas camadas superfíciais unindo internamente as fibras de reforço: o manto de superfície utilizado no perfil. Este manto parece auxiliar na redistribuição de tensões internas, de tal modo que a superfície de fratura não se apresente alongada. Também, deve ser frisado que o reforço dentro dos perfis não possuem uma orientação tão bem definida quanto nos compósitos unidirecionais do CTA, por exemplo. No caso dos perfis, as fibras de reforço possuem um certo interlaçamento que deve também auxiliar na distribuição de tensões em impacto, de tal forma que as superfícies de fratura da figura 5.98 sejam geradas. 300 AMOSTRA TESTADA ASPECTO VISUAL FRONTAL POSTERIOR ENMACSM(impacto com queda de 1,0m) ENMACSM-5 (impacto com queda de 0,5m) ENMACNS(impacto com queda de 1,0m) EMBNS-5 (impacto com queda de 0,5m) Figura 5.97 - Geometria de fratura nas amostras de perfil pultrudado fabricadas pela Enmac. As imagens frontais são duas vezes maiores do que as imagens posteriores que representam uma região de 23 polegadas em cada amostra. 301 5.2.3 – Radiografias O número de radiografias tiradas dos materiais de teste foi limitado a algumas amostras, a fim de tentar determinar a extensão dos danos em impacto por meio desta técnica, que é mais dispendiosa do que as outra duas utilizadas. Foram radiografados materiais fabricados no CTA, fornecidos pela Embraer e pela Enmac. As fotos das radiografias estão listadas em figuras separadas para cada grupo de origem do material compósito. As placas reforçados por fibra de vidro e híbridos vidro-kevlar não foram utilizadas nesta técnica, pois as mesmas possuem transparência suficiente para que possam ser observadas por meio de transmissão de luz. Neste caso, a transmissão por luz não revelou maiores detalhes do que aqueles apresentados pelas fractografias mostradas no item 5.2.2. A figura 5.98 mostra a visualização de uma placa unidirecional, fabricada no CTA que foi testada em impacto até a sua perfuração. Existem uma série de linhas claras que aparecem na radiografia, das quais se sobressaem duas linhas paralelas mais grossas e mais intensas bem no centro da foto. Estas duas linhas principais são as trincas formadas no material ao ser impactado. O ponto central da placa, por onde estas linhas passam, constitui-se na fratura da amostra, tal como a mostrada na figura 5.89 para uma outra placa unidirecional. As demais linhas que aparecem nesta radiografia são regiões de maior concentração de matriz entre os filamentos de fibras de reforço, que não foram completamente eliminados durante o processo de fabricação destas placas. É possível que as trincas que crescem ao longo deste compósito, o façam preferencialmente pelas regiões de maior concentração de matriz. AMOSTRA RAIO-X CTAUNI Figura 5.98 – Raio-X da placa CTAUNI-2 mostrando a região de fratura. A figura representa 1,56,5 polegadas na placa aproximadamente. 302 As radiografias retiradas para as amostras de compósitos da Embraer não mostram mais detalhes do que a geometria da região de fratura. Não foram detectados outros tipos de danos na estrutura interna dos compósitos por meio desta técnica, tais como delaminações, rupturas de fibras e trincamento da matriz. Por outro lado, o modo de rasgamento das camadas sob impacto pode ser claramente distinguido nas radiografias. Na figura 5.99, pode-se observar que amostras menos espessas se romperam com um maior número de direções de rasgamento, como pode ser visto para o caso da amostra EMBCB4-2 que apresenta claramente 4 direções bem distintas de rasgamento. Por outro lado, amostras mais espessas apresentam apenas duas direções principais de rasgamento. Isto pode estar correlacionado com a intensidade do evento de impacto que induz a ocorrência de danos de maneira mais catastrófica nas placas menos espessas que resistem bem menos em impacto do que as placas mais grossas. 303 AMOSTRA RAIO-X EMBCB3-1 EMBCB4-1 EMBCB6-1 EMBCB4-2 Figura 5.99 – Raio-X das placas reforçadas com fibras de carbono mostrando a região de fratura. As figuras representam uma área de 11 polegada na placa aproximadamente. 304 A figura 5.100 mostra a comparação entre as radiografias de duas amostras placas reforçada por fibras de kevlar da Embraer. Nestas radiografias, percebe-se que as amostras analisadas mostram um aspecto de superfície de fratura totalmente distintos. A amostra EMBKV10-1 e a amostra EMBKV10-2, cujas superfícies de fratura são mostradas pela figura 5.93, apresentam um aspecto visual que sugere um diferente mecanismo de ruptura atuante. As radiografias mostram que o rasgamento na amostra EMBKV10-1 foi bem maior e mais intenso do que na amostra EMBKV10-2 e uma região mais intensamente constrastada na amostra EMBKV10-2 correspondente à formação de uma superfície de fratura mais circular. Em ambos os casos também não são detectadas danos no compósito em outras regiões de menos a região de perfuração por impacto. AMOSTRA RAIO-X EMBCB10-1 EMBCB10-2 Figura 5.100 – Raio-X das placas reforçadas com fibras de kevlar mostrando a região de fratura. As figuras representam uma área de 11 polegada na placa aproximadamente. 305 A figura 5.101 mostra o aspecto em radiografia das amostras de perfis da Enmac. Existe uma característica nestas radiografias que não são visualizadas nas demais radiografias. Esta característica é a visualização da distribuição interna das fibras que parecem se dispor não apenas na direção longitudinal do perfil. Na realidade, estas fibras visualizadas nas radiografias da figura 5.101 devem pertencer às camadas de tecido de superfície utilizado nestes perfis para se fazer a separação entre as regiões principais de reforço com as regiões de maior concentração de matriz nas superfícies. As perfurações de fratura apresentam uma grande quantidade de trincamentos na matriz na direção longitudinal do compósito. A radiografia da amostra de perfil simétrica apresenta estas trincas mais concentradas na região central da ruptura, enquanto que os trincamentos na matriz da amostra não simétrica apresentam-se mais distribuídos ao longo da perfuração. Além disso, as trincas na amostra simétrica além de tenderem a ser menos numerosas, tendem a ser mais alongadas. Isto está de acordo com o observado nas fractografias da figura 5.97, pois a fratura da amostra simétrica ocorre de forma mais alongada do que a fratura da amostra não simétrica. O rasgamento em forma de cruz é melhor percebido na radiografia da amostra não simétrica, enquanto que o rasgamento na direção transversal da amostra simétrica é mais nítido do que o rasgamento na direção longitudinal, que é mais fechado. Apesar de fornecerem muitas informações, as radiografias possuem limitações na caracterização da formação de danos por impacto nos compósitos testados. As informações geradas por esta técnica devem ser utilizadas juntamente com as informações tiradas das fractografias, para a melhor interpretação da geração de danos nos compósitos testados. As análises de dano revelaram as seguintes informações principais: progressão dos danos visíveis em impacto, desde o início dos ensaios de impacto nas amostras fabricadas no CTA; alastramento dos danos formados por impacto, principalmente trincas na matriz, nos compósitos constituídos de camadas unidirecionais; não foram detectados danos fora da região de perfuração nas placas da Embraer; mudanças de comportamento em impacto entre as placas reforçadas com fibras de 306 vidro e as demais placas da Embraer; visível diferença nas superfícies de fratura entre os perfis simétrico e não simétrico produzidos pela Enmac; AMOSTRA RAIO-X ENMACNS-5 ENMACSM-4 Figura 5.101 – Raio-X dos perfis pultrudados mostrando a região de fratura. As figuras representam uma área de 11 polegada na placa aproximadamente. 307 CAPÍTULO 6 C ONCLUSÕES As seguintes conclusões podem ser obtidas, a partir da operação do sistema de testes montado neste trabalho: O desenvolvimento do sistema de testes de impacto atingiu os seus objetivos, porque tornou-se possível obter informações a respeito do comportamento dos materiais testados a um custo de investimento e manutenção bem reduzido. Também deve ser citada a vantagem de se utilizar um sistema de aquisição de dados previamente montado e aprovado [132] que pode ser adquirido a um custo relativamente menor do que os similares [134]. O sistema de testes construído encontra-se instrumentado e calibrado, o que possibilita a tomada da resposta mecânica dinâmicas de placas e perfis, em ensaios de impacto por queda de peso. A rapidez e a facilidade de realização de ensaios torna o sistema montado capacitado para a realização de ensaios de impacto sequenciados e em grande quantidade sobre uma mesma amostra, tal como são conhecidos os então chamados ensaios de “fadiga por impacto” [63]. Os dados numéricos fornecidos pelo sistema de testes estão efetivamente correlacionados com a estrutura dos materiais testados e podem ser utilizados para a caracterização quantitativa e qualitativa de diferentes materiais nas geometrias e condições de impacto utilizadas. Muitos tipos de resultados numéricos podem ser obtidos com a análise dos dados retirados diretamente dos ensaios realizados com este sistema. Novas condições de impacto e de geometria de impactador e amostra podem ser obtidas, dentro de certos limites, com o sistema apresentado. No teste das placas mais espessas, determinou-se que a indentação gerada por impactos anteriores prejudicava a tomada do sinal de impacto porque alterava a posição de contato entre o impactador e o material testado. Para a geometria do porta-amostras e tamanho do impactador, placas de espessuras não superiores à 2,5mm devem ser utilizadas o sistema de testes para se evitar este problema. 308 Um método, ou sistema, de fixação padronizado e mais homogêneo deve ser empregado nos testes de impacto com placas no sistema apresentado. No teste com algumas placas, notou-se uma grande sensibilidade do resultado obtido, em termos de número de impactos principalmente, com as condições de fixação da amostra. O sistema de guia do impactador garantiu a obtenção de resultados que se apresentam realmente ligados com a estrutura do material testado. Recomenda-se, no entanto, a utilização de um sistema de guia do impactador mais rígido a fim de se evitar as vibrações provenientes dos múltiplos repiques do impactador sobre a amostra. Quanto ao resultado obtido com o teste dos diferentes compósitos em impacto, podese concluir dos resultados experimentais e das discussões realizadas: As placas unidirecionais, fabricadas no CTA, apresentaram, como esperado [26, 64], uma menor resistência a impactos do que as demais placas. Devido às limitações de ensaio, somente uma placa de reforçamento “Cross-ply” foi testada, chegando-se a uma resistência em impacto alta, para o tipo de montagem experimental utilizada. A amostra assimétrica mostrou-se mais rígida e mais resistente a impacto do que as demais placas de acordo com os dados disponíveis do teste de somente uma das placas. Em todos estes compósitos, foi verificada a presença de danos além da região de contato entre o impactador e o material. As placas doadas pela Embraer ofereceram resultados de menor dispersão do que os resultados obtidos com os demais materiais. Das placas doadas, as placas reforçadas com fibras de vidro mostraram uma maior resistência em impacto, em todos os sentidos, que está de acordo com as características citadas na bibliografia obtidas nas análises microestruturais e nos resultados dos ensaios quasi-estáticos. Também obteve-se um comportamento em impacto das plascas reforçadas com fibras de vidro ligeiramente diferente das demais, mostrado claramente pela morfologia da perfuração obtida nestas placas e pelos resultados numéricos. Este comportamento pode ser atribuído à deformação local (indentação) que estas placas podem desenvolver nos ensaios de impacto realizados. 309 As placas reforçadas com fibras de carbono fabricadas pela Embraer apresentaram uma resistência em impacto intermediária entre a resistência das placas de fibra de vidro e das placas de fibra de kevlar. Foi obtido um comportamento mais frágil em impacto assim como um processo de geração de danos mais heterogêneo, principalmente para placas mais finas. Este comportamento pode ser atribuído às características mecânicas da fibra de carbono [6]. As placas reforçadas com fibras de kevlar apresentaram uma resistência em impacto menor, nas condições de teste empregadas. Esta menor resistência pode ser atribuída ao maior tamanho das fibras, ao menor número de camadas destes compósitos e à menor resistência em compressão deste reforço. Entretanto, o processo de fratura destes compósitos mostrou-se mais estável do que o processo de fratura dos compósitos reforçados com fibras de carbono. Dos dois perfis testados, o perfil “simétrico” fornecido pela ENMAC apresentou uma resistência em impacto inferior à resistência em impacto do perfil “não simétrico”, principalmente nos ensaios realizados com queda do impactador de 0,5m de altura. As superfícies de fratura obtidas, inclusive, confirmam uma diferença de comportamento mecânico que deve estar diretamente relacionado à estrutura interna de reforçamento empregada em ambos os casos. 310 CAPÍTULO 7 S UGESTÕES Como sugestões para o desenvolvimento de futuros trabalhos, pode-se citar: O sistema de testes encontra-se ainda na chamada fase de protótipo, algumas alterações podem ser feitas para a melhoria e otimização do uso deste. Um exemplo de uma modificação muito útil seria o desenvolvimento de um sistema de fixação das amostras que evitasse alterações nas condições de contorno em teste. Novas configurações de reforço e de materiais constituintes podem ser testados com maior rapidez e segurança agora que dados experimentais estão disponíveis para referência. Da mesma forma, tamanhos mais adequados de corpos de prova podem ser calculados para este e outros sistemas de teste, a partir do dados obtidos nos ensaios realizados. Foram obtidos muitos resultados numéricos descrevendo a evolução da resposta dinâmica de placas e perfis compósitos. Um trabalho interessante seria a utilização destes resultados em modelamentos matemáticos ou computacionais a fim de se modelar e compreender melhor o processo de geração de danos nos materiais testados. Além dos resultados numéricos, muitos corpos de prova perfurados sob condições conhecidas e bem determinadas de impacto foram obtidos. Estas amostras poderiam ser aproveitadas para se verificar, com maior exatidão, a propagação dos danos obtidos em impacto, por meio de uma das várias das técnicas apresentadas no item 2.5 ou de alguma outra. 311 CAPÍTULO 8 R EFERÊNCIAS B IBLIOGRÁFICAS [1] - CALLISTER Jr., W.D., Composites, Materials Science and Engineering: an Introduction. John Wiley & Sons Inc., 4th ed., New York, pp.510-548, 1997. [2] - HERAKOVICH, C.T., The what and the why of fibrous composites, Mechanics of fibrous composites. 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Como complementação, as tabelas 9.2, 9.3 e 9.4 listam algumas empresas fornecedores de matérias-primas para as indústrias de material compósito e a tabela 9.5 lista algumas empresas que trabalham com compósitos avançados no Brasil. Tabela 9.1 – Algumas empresas nacionais de compósitos fibrosos em matriz polimérica. EMPRESA LOCAL PRODUTOS DECORFIBRA INDÚSTRIA Ltda. São José dos Campos SP EMPLARFL Indústria e Comércio Ltda ZENITAL INDÚSTRIA DE PLÁSTICOS REFORÇADOS Ltda. HIDROSUL ENGEFIBRA ENGENHARIA, INDÚSTRIA E COMÉRCIO DE PLÁSTICOS Ltda. INTERFIBRA INDUSTRIAL S.A. Santo Amaro - SP Dutos em fibra de vidro para ar condicionado/aquecimento, barcos pequenos em fibras de vidro, boias de deriva meteorológicas, revestimentos de fibra de vidro de peças aeronáuticas. Compostos (mold. de plast. ref.) em geral. NIPOLPLAST INDÚSTRIA E COMÉRCIO DE PLÁSTICOS Ltda. Diadema - SP Ribeirão Pires - SP Compósitos em geral, tubulações e vassos de pressão em compósitos, peças plásticas, termofixas, moldadas ou prensadas. Nazaré PTA - SP Joinville - SC Piscinas e toboguinhos em fiberglass Dutos em fibra de vidro para ar condicionado/aquecimento, compósitos em geral, tubulações e vasos de pressão em compósitos. Joinville - SC Compósitos em geral, tubulações e vasos de pressão em compósitos, peças plásticas termofixas moldadas ou prensadas, peças técnicas de plástico para isolamentos termo-acústico. Termoplásticos reforçados aditivados e tingidos, Nylon 61, Nylon 66, Polipropileno, Poliacetal, ABS. 321 Tabela 9.1 (continuação) – Algumas empresas nacionais de compósitos fibrosos em matriz polimérica. EMPRESA LOCAL PRODUTOS HIDROPLAS S.A. Botucatu - SP TECIMBRA INDÚSTRIA E COMÉRCIO Ltda. TECNOGLASS MODELAGEM E REVESTIMENTOS Ltda. TECNIPLAS INDÚSTRIA TÉCNICA DE PLÁSTICOS REFORÇADOS Ltda. BERNARDINI Indústria e Comércio S.A. Botucatu - SP Componentes estruturas moldados em compostos, carenagens, portas e janelas para aeronaves, moveis e gabinetes em plástico injetado para aeronaves, capôs automotivos, carrocerias, para-lamas. Compósitos em geral. Belo Horizonte - MG Compósitos em geral. Valinhos - SP Revestimentos de plástico, compósitos em geral, tubulações e vasos de pressão em compósitos. São Paulo - SP CENTROFIBRS FIBERGLASS Ltda. EMPLAREL EMPRESA BRASILEIRA DE PLÁSTICO REFORÇADO Ltda. FIACBRAS FIBRA DE VIDRO FIBERGLASS MAUI FIBERGLASS PRODUTOS GLASPAC as FIBERGLASS INFIBER INDÚSTRIA COMÉRCIO MANUTENÇÃO INTERFIBRA INDÚSTRIA S.A. ISAR ENGENHARIA E MONTAGENS FIBERGLASS KADEN INDÚSTRIA E COMÉRCIO Ltda. São Paulo - SP Componentes estruturais moldados em compósitos, carros de combate sobre largatas, veículos blindados de assalto/reconhecimento, cofres de aço, estantes para armazenagem, usinagem em geral. Compósitos em geral. São Paulo - SP Compósitos em geral. São Paulo - SP Componentes compósitos sob encomenda. São Paulo - SP São Paulo - SP Compósitos em fibras de vidro em geral. Compósitos em geral. São Paulo - SP Peças sob encomenda. São Paulo - SP Compósitos em geral. São Paulo - SP Compósitos em geral. São Paulo - SP Peças técnicas. São Paulo - SP Compósitos em geral. 322 Tabela 9.1 (continuação) – Algumas empresas nacionais de compósitos fibrosos em matriz polimérica. EMPRESA LOCAL PRODUTOS PISCINAS GLOBAS São Paulo - SP PLÁSTICOS PLAVINIL S.A. POLIFIBRA INDÚSTRIA E COMÉRCIO Ltda. PREFAL INDÚSTRIA DE PRODUTOS EM PLÁSTICO REFORÇADO Ltda. WHATLEY BRASIL COM FIBERGLASS São Paulo - SP Piscinas e toboáguas em concreto revestidos com fiberglass. Laminados de PVC, reforçados, expandidos, etc. São Paulo - SP Compósitos em geral. São Paulo - SP Compósitos em geral. São Paulo - SP Peças especiais em fiberglass. Tabela 9.2 – Algumas empresas nacionais fornecedoras de reforço fibroso para a confecção de compósitos. EMPRESA LOCAL CIA VIDRARIA SANTA MARINA São Paulo - SP EQUIGLASS EQUIPAMENTOS FIBERGLASS Ltda. FRP FORNECEDOR DE REFORÇO PLÁSTICO Ltda. YORK São Paulo - SP AEROJET BRASILEIRA DE FIBERGLASS Ltda. VI FIBERGLASS SERPAL FIBRAS Ltda. DU PONT DO BRASIL S.A. PRODUTOS Fibras de vidro em geral, cordões de fibra de vidro para isolamento térmico, feltros de fibra de vidro para isolamento térmico, lãs de vidor, vidros laminados em geral, vidros temperados. Matéria prima em geral para fiberglass. São Paulo - SP Distribuidor de reforço fibroso e acessórios para confecção de compósitos. São Paulo - SP Santo Amaro - SP Tecidos de fibras vegetais: algodão, juta, rami e linho. Artigos de fibra vegetal, produtos têxteis hospitalares, esparadrapo, plásticos laminados. Resina, fibra de vidro, desmoldantes, etc. Guarulhos - SP Belo Horizonte - MG Matéria prima em geral para fiberglass. Matéria prima em geral para fiberglass. Barueri - SP Fibras Sintéticas em geral, fibras de nylon (poliamida), peças técnicas em PTFE e PVC. 323 Tabela 9.3 – Algumas empresas nacionais fornecedoras de matriz (resina) para confecção de materiais compósitos poliméricos. EMPRESA LOCAL PRODUTOS ALBA QUÍMICA Indústria e Comércio Ltda. CIBA GEICY QUÍMICA S.A. São Paulo - SP Resinas Poliéster e Fenólicas, adesivos plásticos, massas plásticas, metanol, filmes plásticos. São Paulo - SP DOW QUÍMICA S.A. São Paulo - SP G.E. PLASTICS SOUTH AMERICA S.A. MUNDO DA RESINA E FIBRAS Ltda. São Paulo - SP Resinas Epoxi Poliamidas, Catalisadores para resinas termofixas, adesivos base epoxi, herbicidas, fungcidas, desinfetantes detergentes, corantes básicos. Resinas epoxi poliamindas, poliuretano expandido, percloroetileno, placas e moldados. Resinas termofixas em geral, resinas ABS. Belo Horizonte - MG Distribuidor de resinas em geral. Tabela 9.4 – Algumas empresas nacionais fornecedoras de aditivos e/ou cargas para materais compósitos poliméricos. EMPRESA PETROQUÍMICA PAULISTA S.A. PEPASA SYNTECHROW HEUBACH DO BRASIL INDÚSTRIA DE PIGMENTOS E DERIVADOS Ltda. LOCAL PRODUTOS Santos - SP Resinas termoplásticas carregadas e/ou aditivos. Santo André - SP Cargas, Catalizadores e Aditivos diversos para termoplásticos, modificadores de impacto para plásticos, pigmentos inorgânicos em plásticos, retardadores de chama, borrachas, plásticos e elastômeros, matériasprimas. 324 Tabela 9.5 – Algumas empresas nacionais que trabalham com compósitos avançados no Brasil. EMPRESA DEL-MICA Indústria e Comércio Ltda. ENMAC – Materiais Compostos Ltda. PCR Plásticos Contínuos Reforçados Ltda. Cogumelo Pultrudados em Fibra de Vidro Ltda. IPC Fibersteel Ltda. LOCAL PRODUTO PROCESSO DE FABRICAÇÃO São Bernardo do Campo - SP Perfis para a área de isolação elétrica Pultrusão, BMC e SMC. de média e baixa tensão, leito de cabos, grades de piso, cantoneiras. São José dos Campos Perfis de variadas seções (cheia ou Pultrusão. – SP casada, retangular, “U”, “L”, “I”) para diversos setores. Rio de Janeiro – RJ Elementos tensores para cabos de Pultrusão. fibra ótica. Rio de Janeiro – RJ Grades para pisos industriais, leitos para cabos elétricos, escadas, eletrocalhas e perfis estruturais. Jaguariúna – SP Pisos, isolantes, placas, escadas, grelhas, tubos, perfís e chapas. EMBRAER – São José dos Campos Placas, componentes estruturais, Empresa Brasileira - SP fuselagem, cadeiras, interiores e de Aeronáutica S/A. acabamentos internos de aviões. IAE/CTA São José dos Campos Componentes para indústria - SP aeroespacial, tubeiras e componentes estruturais para foguetes, desenvolvimento de processos de produção de fibras e produção de compósitos. Pultrusão. Pultrusão. Autoclave. Impregnação gasosa e autoclave. 325 9.2 – Propriedades dos compósitos fornecidos pela Embraer 9.2.1 – Compósitos reforçados com fibras de carbono Designação do material: F4G584 42” F584-124:34%, L6788E Empresa produtora: HEXCEL COMP, CA Padrão Embraer: MEP 15-022 Padrões aplicáveis: AMS 3902, AMS 3901/5 - Características do reforço Geometria do reforço: tecido com trançado “eight hardness” Filamentos contidos em 1 cm2: 9,5 9,5 0,5 Massa nominal do tecido: 370 20 g/m2 Espessura nominal de uma camada curada: 0,35mm Fração volumétrica das fibras: 55 a 61% Fração volumétrica de vazios: 2% máximo - Ciclo de cura da resina epóxi utilizada como matriz 1o Aplicação de um mínimo de 23 polegadas de coluna de mercúrio (77kPa ou 0,77 atm) de vácuo. 2o Aplicação de uma pressão externa de 100 5 psi (689 kPa ou 6,8 atm) enquanto se mantém o vácuo do 1o passo. 3o Liberação do vácuo, para pressão atmosférica, ao longo de um período de tempo de um minuto quando a pressão alcançar 20 psi (138 kPa ou 1,36 atm). 4o Aquecimento até temperatura de 177 5 oC a uma taxa de aquecimento de 0,5 a 2,7 oC/min. 5o Manter pressão sobre o saco de vácuo entre 0 (ventilado) a 5 psi (34kPa ou 0,34atm) no máximo. 6o Manter 100 5 psi (689 kPa ou 6,8 atm) e 177 5 oC por 120 a 135 minutos. 7o Resfriar a menos de 65 oC sobre pressão de autoclave a uma taxa de 2,7 oC/min no máximo. 326 9.2.2 – Compósitos reforçados com fibras de kevlar Designação do material: K49-285-38-F161-223 Empresa produtora: HEXCEL COMP, CA Padrão Embraer: MEP 15-009 Padrões aplicáveis: AMS 3902, AMS 3901/5 - Características do reforço Geometria do reforço: tecido com trançado “crowfoot” Filamentos contidos em 1 cm2: 7 7 Massa nominal do tecido: 170 10 g/m2 Espessura nominal de uma camada curada: 0,23mm Fração volumétrica das fibras: 50 a 65% Fração volumétrica de vazios: 2% máximo - Ciclo de cura da resina epóxi utilizada como matriz 1o Aplicação de um mínimo de 23 polegadas de coluna de mercúrio (77kPa ou 0,77 atm) de vácuo. 2o Aplicação de uma pressão externa de 60 5 psi (414 kPa ou 4,1atm) enquanto se mantém o vácuo do 1o passo. 3o Aquecimento até temperatura de 177 5 oC a uma taxa de aquecimento de 0,5 a 2,7 oC/min. 4o Manter 60 5 psi (414 kPa ou 4,1atm) e 177 5 oC por 120 a 135 minutos. 5o Resfriar a menos de 65 oC sobre pressão de autoclave a uma taxa de 2,7 oC/min no máximo. 327 9.2.3 – Compósitos reforçados com fibras de vidro Designação do material: 7781-36-F161-222 Empresa produtora: HEXCEL COMP, CA Padrão Embraer: MEP 15-008 Padrões aplicáveis: MIL-C-9084 - Características do reforço Geometria do reforço: tecido com trançado “eight hardness” Filamentos contidos em 1 cm2: 22,4 21,2 Massa nominal do tecido: 303 10 g/m2 Espessura nominal de uma camada curada: 0,21mm Fração volumétrica das fibras: 50 a 65% Fração volumétrica de vazios: 2% máximo - Ciclo de cura da resina epóxi utilizada como matriz 1o Aplicação de um mínimo de 23 polegadas de coluna de mercúrio (77kPa ou 0,77 atm) de vácuo. 2o Aplicação de uma pressão externa de 60 5 psi (414 kPa ou 4,1atm) enquanto se mantém o vácuo do 1o passo. 3o Aquecimento até temperatura de 177 5 oC a uma taxa de aquecimento de 0,5 a 2,7 oC/min. 4o Manter 60 5 psi (414 kPa ou 4,1atm) e 177 5 oC por 120 a 135 minutos. 5o Resfriar a menos de 65 oC sobre pressão de autoclave a uma taxa de 2,7 oC/min no máximo.