Cópia do trabalho - Universidade Santa Cecília

Transcrição

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
v
3.1.2.2 – Propriedades mecânicas ..................................134
3.1.2.3 – Dimensões ...................................................... 136
3.1.3 – Materiais da Enmac ....................................................... 145
3.1.3.2 – Propriedades mecânicas ..................................146
3.1.3.3 – Dimensões ...................................................... 147
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
5.1.2 – Materiais da Embraer..................................................... 206
5.1.2.1 – Gráficos de compressão quase-estática ..........212
vi
de impactos .................................................... 234
5.1.3 – Materiais da Enmac ....................................................... 249
de impactos .................................................... 257
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 kevlarfornecidas pela
Fig. 3.16 – Variação na espessura das placas reforçadas com fibras de vidro fornecidas pela
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. 5.29 – 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, kevlare 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, kevlare 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).
reforçadas com fibras de kevlarcom 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
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).
carbono com 6 camadas e em impactos de 1,0m (pág. 236).
kevlarcom 6 camadas e em impactos de 0,5m (pág. 237).
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).
fibras de carbono com 6 camadas e em impactos de 1,0m (pág. 241).
fibras de kevlarcom 6 camadas e em impactos de 0,5m (pág. 242).
xv
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).
com fibras de carbono com 6 camadas e em impactos de 1,0m (pág. 246).
com fibras de kevlar com 6 camadas e em impactos de 0,5m (pág. 247).
com fibras de kevlar com 8 camadas e em impactos de 0,5m (pág. 247).
com fibras de kevlarcom 10 camadas e em impactos de 1,0m (pág. 248).
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).
de queda para os perfis simétricos (pág. 258).
xvi
de queda para os perfis não simétricos (pág. 259).
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).
impactos a 1,0m de queda para os perfis simétricos (pág. 261).
impactos a 0,5m de queda para os perfis não simétricos (pág. 262).
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).
a 1,0m de queda para os perfis simétricos (pág. 264).
a 0,5m de queda para os perfis não simétricos (pág. 265).
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
Fig. 5.88 – Evolução do aspecto externo da superfície da placa EMBKV10-1 em sucessivos
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).
kevlar com 6, 8 e 10 camadas em impactos de 1,0m e 0,5m (pág. 293).
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 kevlarcom 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 kevlarcom 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 / 2c
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 = Cijklkl
(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 = Cijj
(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 = Qijj
(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 = Sijj
(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 = -22w/xy
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/mms [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 aa) 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 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 = Nn
(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  mnk1  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)
arredondada
Esfera de alumínio com =½”
(12,7 mm)
arredondada de =20 mm
n.i.
arredondada com vários diâmetros
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
Indentador cilíndrico de
=10 mm
arredondada de =12,7 mm
Dynatup model 730 da General
Research Corp.
n.i.
n.i.
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
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 40,612,7 e 25,412,7cm
5 cm.
Apoiadas em uma armação deixando
Placas de 1515cm
12,712,7cm livres
Travadas
nos contornos
Placas circulares de =10cm
Travadas numa placa de aço com abertura de
Placas de 257” (63,517,8cm)
55” (12,712,7cm)
Travadas nas 4 faces com suportes de alumínio
Placas de 15,215,2 cm
(n.i. distâncias)
Placas quadradas (dimensões n.i.)
Apoiada ou travada em 33” (7,67,6cm)
Apoiada em uma placa com abertura de
n.i.
12,37,2cm
Travadas pelos 4 lados (n.i. distâncias)
Placas de 33” (7,67,6cm)
Fixadas pelos 4 lados (n.i. distâncias)
Placas quadradas de 15,215,2 cm
Placas quadradas de 5, 10, 15, 20 e
Presas em duas extermidades deixando livre ¾
de aresta
2525cm (5 tamanhos diferentes)
Placas de 153 cm e cascas cilíndricas de
Presa nas duas extremidades deixando 103
cm livres.
15(arco)3 cm
Travadas nas duas extremidades deixando
Placas de 152,3 cm
102,3 cm livres
Painéis cilíndricos curvados (n.i.
Parafusadas em uma placa de aço curvada
dimensões)
liberando 55” (12,712,7cm)
Placas de 5112,7mm e 5113,7mm
livres 50,8mm
Placas retangulares de 20mm de largura
livres 60mm
Presas nas extremidades deixando livre 55
Placas de 135cm
cm
Geometria padrão para ensaios de tração
n.i.
Travadas nas extremidades deixando livres
Placas 338,9 cm
25,2 cm
Placas de 13,513,5cm
Travadas deixando 1010 cm livres
Travadas em um anel de 10cm
Placas de 3025 cm
n.i.
Placas de 105” (25,412,7cm)
Travadas em duas placas de aço furadas com
Placas de 77cm e 30,47cm
abertura de =4cm
Apoiadas em um suporte emborrachado (n.i.
Placas circulares de =10cm
distâncias)
Travadas entre duas chapas de aço com
Placas de 12,510 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 = mgh
ti = t
hi = h – ½ g(ti)2
2 - Impactador caindo em
queda livre.
v = vi = gti
EC = ½ m(vi)2
EP = mgh - EC
t = tf =
2  gh
g
h=0
3 - Impactador atinge o
v = vimp = 2  gh
corpo de prova
EC = mgh
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 (Ft). 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 Ft 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 = mgh
EDiss = 0
2 - O impactador
é freado pela
amostra até
parar e depois
t = ti
t
1 i
x = vimpti + ½ g(ti) - 
m0
2
ti

Fdtdt
0
t
acelerado pela
deformação
elástica da
amostra no
sentido
1 i
v = vimp + gti -  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 = vimptf + 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 + gtf -  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 150150mm 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
18080cm. Antes de este material ser guardado no freezer, porém, a lamina obtida foi cortada
em quadrados de 2121cm, 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
77” (177177 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.
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
58,6-79,3 GPa
ASTM D 3039
Resistência à
compressão
Ambiente seco
652 MPa
ASTM D 695
Resistência ao
cisalhamento
interlaminar
Ambiente seco
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
VALORES
ESPERADOS
MÉTODOS DE
Ambiente seco
473 MPa
ASTM D3039
Rigidez em tração
Ambiente seco
30,5 GPa
ASTM D 3039
Resistência à
compressão
Ambiente seco
102 MPa
ASTM D 695
Rigidez em
compressão
Ambiente seco
21 GPa
ASTM D 695
Resistência ao
cisalhamento
interlaminar
Ambiente seco
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
VALORES
MÉTODOS DE
DE TESTE
ESPERADOS
TESTE
Ambiente seco
345 MPa
ASTM D3039
Rigidez em tração
Ambiente seco
25 GPa
ASTM D 3039
Resistência à
compressão
Ambiente seco
241 MPa
ASTM D 695
Rigidez em
compressão
Ambiente seco
25 GPa
ASTM D 695
Resistência ao
cisalhamento
interlaminar
Ambiente seco
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].
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.
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 12m, 24m e 8m, 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.
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 ()
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
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
11,543 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 (196,910-3) (0,1)2 =
9,8510-4 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
(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 / (0,7659,8) = 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
= (29,80,29)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:
20,243 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.
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.
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)
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)
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)
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
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
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
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)
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
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.
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
número de impactos, com queda de 100 cm, nas amostras de empilhamento [0/90]
fabricadas no IAE/CTA testadas até 103 impactos.
203
0,0048
0,0044
0,0040
0,0036
0,0032
0,0028
0,0024
-50
0
50
100
150
200
250
Número de impactos
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
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.
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
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
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.
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
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)
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
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)
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)
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
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
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
(a)
0
2
4
6
8
10
12
14
(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
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
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
(a)
8
0
2
4
6
8
10
12
14
(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
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
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
(a)
8
0
2
4
6
8
10
(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
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
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
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
kevlar da Embraer com 6 camadas.
238
1600
Força máxima (N)
1400
1200
1000
800
0
20
40
60
80
100
kevlar da Embraer com 8 camadas
2200
Força máxima (N)
2000
1800
1600
1400
1200
1000
800
0
20
40
60
80
100
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
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
0,010
0,009
0,008
0,007
0,006
0,005
0
20
40
60
80
100
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.
0,0065
0,0060
0,0055
0,0050
0,0045
0,0040
0
20
40
60
80
100
impactos, com queda de 100 cm, sobre as placas de fibra de carbono da Embraer com
6 camadas.
242
0,0090
0,0085
0,0080
0,0075
0,0070
0,0065
0
20
40
60
80
100
impactos, com queda de 50 cm, sobre as placas de fibra de kevlar da Embraer com 6
camadas.
0,0085
0,0080
0,0075
0,0070
0,0065
0,0060
0,0055
0
20
40
60
80
100
camadas.
243
0,0080
0,0075
0,0070
0,0065
0,0060
0,0055
0,0050
0
20
40
60
80
100
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
0,0080
0,0075
0,0070
0,0065
0,0060
0,0055
0,0050
0
20
40
60
80
100
impactos, com queda de 100 cm, sobre as placas de fibra de vidro da Embraer com 8
camadas.
245
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.
246
3,5
3,0
2,5
2,0
1,5
1,0
0
20
40
60
80
100
6
5
4
3
2
0
20
40
60
80
100
247
4,0
3,5
3,0
2,5
2,0
1,5
1,0
0
20
40
60
80
100
4,5
4,0
3,5
3,0
2,5
2,0
1,5
1,0
-20
0
20
40
60
80
100
120
248
8
7
6
5
4
3
0
20
40
60
80
100
7
6
5
4
3
2
1
0
20
40
60
80
100
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.
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)
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)
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)
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)
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.
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
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
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
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
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
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
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
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
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.
0,008
0,007
0,006
0,005
0
20
40
60
80
100
perfuração dos perfis não simétricos.
0,0070
0,0065
0,0060
0,0055
0,0050
0
20
40
60
80
100
perfuração dos perfis simétricos.
262
0,010
0,009
0,008
0,007
0,006
0,005
0
20
40
60
80
100
percentual do número de impactos, com queda de 50 cm, necessários para a perfuração
dos perfis não simétricos.
0,010
0,009
0,008
0,007
0,006
0,005
0,004
0
20
40
60
80
100
dos perfis simétricos.
263
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
danos nos perfis, à medida que eram mais impactados.
8
7
6
5
4
3
2
1
0
20
40
60
80
100
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.
264
7
6
5
4
3
2
0
20
40
60
80
100
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.
265
3,0
2,5
2,0
1,5
1,0
0
20
40
60
80
100
dos perfis não simétricos.
3,5
3,0
2,5
2,0
1,5
1,0
0,5
0
20
40
60
80
100
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 = a3e2 + a2e + 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 = 2,75e2 – 5,60e + 5,13
Dados apresentados no gráfico 5.79 (queda de 0,5m)
NI = 575e2 – 1300e + 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 ) = a2P.I. + a1
(5.3)
Regressão quadrática: ( Fmáx , tf , EDissF ) = a3(P.I.)2 + a2P.I. + a1
(5.4)
Regressão cúbica: ( Fmáx , tf , EDissF ) = a4(P.I.)3 + a3(P.I.)2 + a2P.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
4,3010-7
1,3710-7
–
0,633
CTACPL
1,0
2
0,00334
1,1710-5 -1,2710-8
–
0,947
CTAASS
1,0
2
0,00286
3,7310-6
1,3510-8
–
0,932
EMBCB4
0,5
1
0,00525
3,0910-5
–
–
0,965
EMBCB6
1,0
1
0,00409
2,3010-5
–
–
0,954
EMBKV6
0,5
1
0,00667
1,2910-6
–
–
0,834
EMBKV8
0,5
1
0,00575
2,2310-5
–
–
0,927
EMBKV10
1,0
1
0,00509
1,7010-5
–
–
0,835
EMBVD8
1,0
2
0,00568
-3,0010-5 4,7010-7
–
0,846
ENCNS
1,0
2
0,00501
-2,6910-6 3,2010-7
–
0,920
ENCNS
0,5
2
0,00543
-7,8310-6 4,5010-7
–
0,940
ENCSM
1,0
2
0,0052
-1,1310-5 3,3010-7
–
0,959
ENCSM
0,5
2
0,00517
7,7910-7
–
0,943
4,5910-7
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
3,9710-4
–
0,286
-4
–
0,114
CTACPL
1,0
2
3,13
-0,00878
1,3410
CTAASS
1,0
2
2,77
-0,0118
8,3410-5
–
4,6810
0,153
EMBCB4
0,5
3
1,16
0,0495
-7,8110
EMBCB6
1,0
3
1,75
0,110
-0,00204
1,3610-5
0,761
0,0941
-0,00149
8,5310
-6
0,646
6,8010
-6
0,191
EMBKV6
0,5
3
0,452
-4
-6
0,612
EMBKV8
0,5
3
2,14
0,0360
-9,1010
EMBKV10
1,0
3
3,43
0,0668
-0,00109
8,1710-6
0,741
EMBVD8
1,0
2
3,11
-0,0390
-6,7210-4
–
0,771
5,1310
-4
ENCNS
1,0
3
3,81
0,0117
-3,2410
ENCNS
0,5
3
1,86
-0,00485
6,4310-5
6,5010-7
0,421
-0,0227
-2,1710
-4
9,1010
-6
0,879
0,0423
-5,6710
-4
2,5310
-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)
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
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
função do número de impactos, com queda de 100 cm sobre um placa de alumínio
comercialmente puro.
282
0,008
0,007
0,006
0,005
0,004
0,003
0,002
0,001
20
40
60
80
100
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
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
-3,6110
EDissF
1,0
3
6,759
-0,00712 -5,1410-4 6,6210-6
-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 3535 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 3535 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 3535 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 3030mm 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
EMBCB4-1
EMBCB4-3
EMBCB6-7
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
11 polegada nas amostras e as posteriores uma área de 1,51,5 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
EMBKV6-2
EMBKV8-1
EMBKV8-2
EMBKV10-1
EMBKV10-2
kevlar, fabricadas pela Embraer. As fotografias frontais representam uma área de 11
polegada de largura nas amostras e as posteriores uma área de 1,51,5 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
EMBVD6-3
EMBVD8-6
EMBVD8-2
EMBKV10-1
vidro, fabricadas pela Embraer. As fotografias frontais representam uma área de
1,51,5 polegada de largura nas amostras e as posteriores uma área de 22 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
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 11
polegada de largura e a posterior uma área de 1,51,5 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 (55 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 11 polegada de largura nas fotografias frontais e as posteriores uma área
de 1,51,5 polegadas. No caso dos compósitos reforçados por fibras de vidro as
fotografias frontais representam uma área de 1,51,5 polegadas e as posteriores uma
área de 22 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
ENMACNS(impacto com queda de 1,0m)
EMBNS-5
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 23 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 1,56,5 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 11 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 11 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 11 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. John Wiley & Sons Inc, 1st edition, New York, pp.1-28, 1998.
[3] - LUZ NETO, H.; PINHÃO, C.M., Compósito – Panorama e perspectivas no Brasil, In: 9o
Congresso Brasileiro de Ciência dos Materiais, Anais, Águas de São Pedro, SP,
pp.485-488, dezembro, 1990.
[4] - ASHBY, M.F., Materials Selection in Mechanical Design, Pergamon Press, 2nd
reprinting, Oxford, 1993.
[5] - ASHBY, M.F., Criteria for selecting the components of composites, Acta Metallurgica
et Materiallia, v.41, n.5, pp.1313-1335, 1993.
[6] - CHAWLA, K.K., Composite materials, ASM, Springer-Verlag, 1987
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McGraw-Hill Book Company, New York, 1975.
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Science. Chapman & Hall, London, first edition, 1994.
[10] - DOWLING, N.E., Mechanical behavior of materials, Prentice-Hall Inc., 1st edition,
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[11] - HERAKOVICH, C.T., Lamination theory, Mechanics of fibrous composites. John
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[12] - REIFSNIDER, K.L., Fatigue of Composite Materials. In: PIPES, R.B., Composite
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[13] - MANUFACTURING PROCESSES, In: ASM Engineered Materials Handbook: V1
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[19] - APPLICATIONS AND EXPERIENCE, In: ASM Engineered Materials Handbook: V1
Composites, American Society of Metals and Materials, 1st edition, 4th printing,
Materials Park, Ohio, USA, pp.799-848, 1993.
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[21] - SEMINÁRIO DE PLÁSTICO reforçado no combate à corrosão,
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ASTM D3039, Annual book os ASTM Standards, 1994.
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320
CAPÍTULO 9
A NEXOS
9.1 – Indústria Brasileira de Materiais Compósitos
A tabela 9.1 mostra algumas das empresas que atuam no país de acordo com uma
pesquisa feita recentemente [133]. 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
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.
São Paulo - SP
São Paulo - SP
Componentes compósitos sob encomenda.
São Paulo - SP
São Paulo - SP
Compósitos em fibras de vidro em geral.
São Paulo - SP
Peças sob encomenda.
São Paulo - SP
São Paulo - SP
São Paulo - SP
Peças técnicas.
São Paulo - SP
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
São Paulo - SP
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
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
Padrões aplicáveis: AMS 3902, AMS 3901/5
-






Geometria do reforço: tecido com trançado “crowfoot”
Filamentos contidos em 1 cm2: 7  7
-

2o Aplicação de uma pressão externa de 60  5 psi (414 kPa ou 4,1atm)
enquanto se mantém o vácuo do 1o passo.
4o Manter 60  5 psi (414 kPa ou 4,1atm) e 177  5 oC por 120 a 135
minutos.




327
9.2.3 – Compósitos reforçados com fibras de vidro




Designação do material: 7781-36-F161-222
Padrões aplicáveis: MIL-C-9084
-






Geometria do reforço: tecido com trançado “eight hardness”
Filamentos contidos em 1 cm2: 22,4  21,2
-

2o Aplicação de uma pressão externa de 60  5 psi (414 kPa ou 4,1atm)
enquanto se mantém o vácuo do 1o passo.
4o Manter 60  5 psi (414 kPa ou 4,1atm) e 177  5 oC por 120 a 135
minutos.





Cópia do trabalho - Universidade Santa Cecília

Transcrição

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