materiais compositos
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1
Materiais Compósitos
Prof. Manuel Freitas
Prof. Arlindo Silva
2
O que é um material compósito?
Materiais compostos de 2 ou mais materiais, matriz e reforço(s), que:– Não sejam miscíveis– Compativeis quimicamente– Propriedades mecânicas complementares – Propriedades finais do composito função (mais ou
menos linear) das propriedades dos constituintes
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Industria Automóvel (1)
O primeiro chassis totalmente em compósito apareceu em 1981 (McLaren MP4-1). O chassis da figura à direita é o Prost AP-01 em fibra de carbono/epoxy, depois de um acidente (Canadá 1997). O habitáculo é sujeito, por regulamento, a testes de impacto, tendo sofrido dois embates laterais nos muros de betão do Circuito, o primeiro dos quais a cerca de 180km/h. Num chassis em alumínio, o piloto teria certamente perdido a vida. Os compósitos vulgarizaram-se na F1 a partir de 1983.
4
Industria automóvel (2)
5
Evolução da utilização de compósitos na industria aeronautica
Ontem (Airbus A300/310)
Compósitos9%
Aço13%
Titânio6%
Diversos5%
Ligas leves67%
Hoje (Airbus A320/340)
Aço13%
Titânio6%
Diversos5%
Compósitos18% Ligas leves
58%
Amanhã (A380)
Aço
Titânio Diversos
Compósitos
Ligas leves
6
Airbus A300/310
No “fin” traseiro, reduziu-se o peso em 20%, em relação ao alumínio. É construído em 95 peças, enquanto anteriormente compreendia 2076 peças. Dimensões do fin: 8,3m de altura e 7,8m de largura.
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Airbus A320
8
Airbus A 380
Exemplo da cauda vertical do Aibus A 380 que vai ser fabricado em material compósito recorrendo a perfis pultrudidos
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Harrier AV-8B
• Uso de compósitos num Harrier AV-8B II. Cerca de 26% do peso desta aeronave é em compósito, na sua grande maioria de carbono/epoxy.
• Estabilizador horizontal do Harrier AV-8B II a entrar no autoclave para iniciar o processo de cura.
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Indústria naval (1)
O casco do navio da figura é feito em estrutura sandwich com faces em Kevlar/epoxy e núcleo em espuma de PVC, obtendo-se com esta construção uma maior resistência ao impacto com menor peso. As velas são também reforçadas com fibras
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Indústria Naval (2)
Sequência de fabrico em materiais compósitos de um casco de um navio
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Definição e contexto
Compósitos
Matriz metálica Matriz polimérica
Termo-endurecíveis Termo-plásticos
Fibras longas
Unidireccionais
Tecidos
Fibras curtas
Multiaxiais
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Fibras
RAZÃO L/d DAS FIBRAS
Quanto maior fôr este valor, maior será a resistência da fibra e consequentemente do compósito onde se insere
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Fibras
Produção de fibras de carbono
Apresentação das fibras de vidro e carbono
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Propriedades mecânicas das fibras (1)
16
Propriedades mecânicas das fibras (2)
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Fibras em lâminas
Alguns arranjos típicos de fibras em cada camada de compósito
a - Fibras unidireccionais contínuas
b - Fibras descontínuas orientadas de modo aleatório
c - Fibras unidirecionais tecidas ortogonalmente
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Tipos de tecidos
19
Tecidos tri-dimensionais
20
Tipos de matriz
1. Good mechanical properties
2. Good adhesive properties
3. Good toughness properties
4. Good resistance to environmental degradation
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Tipos de resina (1)
22
Tipos de resina (2)
23
Micro-mecânica (1)
mLfLL
ffmmL VEVEE
mmLffLLL AAAF
A
AE
A
AEE
A
A
A
Am
mLmLf
fLfLLLm
mLf
fLL
mf AAA
f – fibra ; m – matriz
L – direcção das fibras
T – direcção transversal às fibras
Força na direcção das fibras
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Micro-mecânica (2)
Força na direcção perpendicular às fibras
mTfTT
m
m
f
f
Tm
m
mTf
f
fT
T
T
mmTffTTc
c
E
V
E
V
EV
EV
EE
VVl
l
1
25
Micro-mecânica (3)
Exemplo da variação do modulo de elasticidade de um compósito (Ec) de fibra de vidro e resina poliester em função da % vol. de fibra (Vf) e dos respectivos módulos Ef
(fibra) e Em (matriz)
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Micro-mecânica (4)
mn
mfn
fn
c VEVEE )()()(
27
Constantes de elasticidade
m
m
f
f
T E
V
E
V
E
1
mmffLT VV
m
m
f
f
LT G
V
G
V
G
1
Coef. de Poisson
Módulo de elasticidade transversal
Módulo de corte
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Comportamento da Lâmina
LT
LTLT
LL
LT
T
TT
TT
TL
L
LL
G
EE
EE
G
EE
E
ν
E
xyxy
y
x
xy
y
yx
x
Material isotrópicoMaterial isotrópico Material ortotrópico
29
Propriedades da camada ortotrópica
n
hh
V
gramagemh
ti
ffi
LT
T
L
LT
TL
LT
T
TL
L
LT
T
L
G
EE
EE
100
01
01
Gramagem (gr/m2)
hi – espessura da camada elementar
ht – espessura total
n - camadas
T
TL
L
LT
EE
30
Constantes segundo qualquer direcção (1)
LT
T
L
xy
y
x
sccscs
cscs
cssc
)(22 22
22
22
LT
T
L
xy
y
x
sccscs
cscs
cssc
)(
2
2
22
22
22
xy
y
x
xyy
y
x
x
xy
xy
yx
xy
xy
xy
y
yx
x
xy
y
x
GEE
GEE
GEE
1
1
1
c – cos
s – sen
31
Constantes segundo qualquer direcção (2)
xy
y
x
xy
y
x
EEE
EEE
EEE
332313
232221
131211
TLLTT
TLLT
LL
LTLTLTL
LTLTLTL
LTlLTTL
TLLTLTL
LTLTLTL
LTLTLTL
EE
Eque em
GEscEcEscsE
GEscEsEccsE
EscGEEscE
GscEEEscE
GEscEcEsE
GEscEsEcE
1
1 e
1
))2)((()(
))2)((()(
)()4()(
)()2()(
)2(2)(
)2(2)(
222223
222213
442212
222233
224422
224411
32
Propriedades do laminado (1)
Considere-se um laminado de espessura h, n camadas sendo ek a espessura de cada camada
– Para solicitações no plano Nx, Ny e Txy
– As deformações são uniformes em toda a espessura
– As solicitações estão em equilíbrio com as tensões no laminado
n
kkkxy
h
h
xyxy
n
kkky
h
h
yy
n
kkkx
h
h
xx
edzT
edzN
edzN
1
2/
2/
1
2/
2/
1
2/
2/
)(
)(
)(
33
Propriedades do laminado (2)
As tensões podem ser espressas em função das deformações, considerando que as deformações são uniformes
xyyxk
n
kxy
k
y
k
x
k
xy
xyyxk
n
kxy
k
y
k
x
k
y
xyyxk
n
kxy
k
y
k
x
k
x
AAAeEEET
AAAeEEEN
AAAeEEEN
0330320311
033032031
0230220211
023022021
0130120111
013012011
34
Propriedades globais para solicitações no plano do laminado
xy
y
x
xyy
y
x
x
xy
xy
yx
xy
xy
xy
y
yx
x
xy
y
x
xy
y
x
ji
n
kk
kijij
xy
y
x
xy
y
x
GEE
GEE
GEE
Ah
AeEA
AAA
AAA
AAA
T
N
N
0
0
0
__
_
_
_
_
_
__
_
_
_
_
_
_
0
0
01
0
0
0
1
_
0
0
0
333231
232221
131211
1
1
1
que em
Os coeficientes Aij são independentes da ordem de empilhamento da camada
Nx e Ny provocam distorções angulares devido a A13, A23, A31 e A32; esta distorção desaparece quando o laminado apresenta o mesmo número de camadas com a direcção +q e –q (empilhamento simétrico e equilibrado)
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Deformações em laminados
Exemplo da deformação não uniforme no plano: um laminado composto de 2 lâminas de +30º e -30º (não simétrico nem equilibrado), mostrando o efeito de A13 e A23 serem não nulos
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Exemplo de cálculo
Cálculo constantes elásticas
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Laminados em flexão (1)
Teoria clássica de laminados– As secções transversais
permanecem planas e perpendiculares ao eixo após deformação
– Campo de deslocamentos u, v e w
– Solicitações: momentos Mx, My e Mxy
0
00
00
ww
y
wzvv
x
wzuu
yx
wz
y
wz
x
wz
xyxy
yy
xx
02
0
02
0
02
0
2
38
Laminados em flexão (2)
n
k
z
z
xy
k
y
k
x
kh
h
xyxy
n
k
z
z
xy
k
y
k
x
kh
h
yy
n
k
z
z
xy
k
y
k
x
kh
h
xx
k
k
k
k
k
k
zdzEEEzdzM
zdzEEEzdzM
zdzEEEzdzM
1
333231
2/
2/
1
232221
2/
2/
1
131211
2/
2/
1
1
1
n
k
z
z
xy
k
y
k
xk
x dzyx
wzzE
y
wzzE
x
wzzEM
k
k1
02
20132
02
20122
02
2011
1
2
Exemplificando para Mx, através da substituição das deformações
Operando a separação dos termos em z e em z2
3 por oacompanhad
2 por oacompanhad
31
3
1
21
21
21
2
1
11
11
11
kkn
k
k
ijij
z
z
j
z
z
j
kkn
k
k
ijij
z
z
j
z
z
j
zzEDdzzEdzzE
zzEBzdzEzdzE
k
k
k
k
k
k
k
k
39
Laminados em flexão (3)
yx
wy
wx
w
DDDBBB
DDDBBB
DDDBBB
BBBAAA
BBBAAA
BBBAAA
M
M
M
T
N
N
xy
y
x
xy
y
x
xy
y
x
02
20
2
20
20
0
0
333231333231
232221232221
131211131211
333231333231
232221232221
131211131211
em que:
n
k
kkkijij
n
k
kkkijij
n
kkk
k
ijij
zzED
zzEB
zzEA
1
31
3
1
21
2
11
3
2
)(
Os termos Bij (matriz B de acoplamento) são nulos sempre que existir simetria no empilhamentoOs termos A13=A23=0 sempre que o empilhamento for equilibrado, i. e. tiver pares +e – do mesmo lado da simetriaOs termos D13 e D23 só são nulos quando o empilhamento tiver apenas camadas a 0o e 90o; para os empilhamentos com + e – verificar-se-á sempre D13≠0 e D23≠0
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Métodos de produção de laminados
Produção de laminados
Método clássicopré-impregnados
Resin Transfer MoldingRTM
Prensa
Autoclave
Hand and Spraylay-up
41
Hand and spray lay-up
42
Vacuum bagging
43
Enrolamento filamentar
44
Pultrusão
45
Pré-impregnados
Fibras pré-impregnadas de resina– Armazenamento a -18ºC (max 6 meses), devido à presença
de resina+catalisador– Dificuldade de manuseamento– Ideal para produtos planos, sem formas curvas
Ausência de fibras na direcção Z Equipamentos pesados de produção (autoclaves,
prensas) Custos elevados
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Autoclave para produção de compósitos
Fabrico com pré-impregnados, com vácuo e em autoclave
47
Tecidos Multiaxiais
48
Fabrico de CRF contínuas, com redução de custos à volta de 30% relativamente a tecnologia “clássica” baseada em pré-impregnados
Fases do processo
Pré-forma de fibras
coloca-se dentro da
cavidade do molde
Fecha-se o molde
Utilizando uma bomba move-se a resina e o
catalisador até o misturador
Fim da fase de injecção
Início da fase de cura
Demoldação
A resina mistura-se
com o catalizador e começa a fase
de injecção
Processo de fabrico RTM
49
Equipamento de injecção de resina
50
Vantagem da tecnologia RTM em relação à utilização de pré-impregnados
• Maior complexidade da forma
• Dimensões mais precisas
• Melhor acabamento de superfície
• Fibras na direcção da espessura
• Volume de fibras alto, até 65%
• Incorporação directa dos insertos
• Redução dos custos de fabrico
• Possibilidade da automação do processo
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Eurocopter – França “Crossbeam stubwing”
Cross Beams are used in TIGER Combat Helicopters to support Stubwings that carry weaponry systems
52
Eurocopter – França “Crossbeam stubwing”
Zonas com definição
da espessura diferente
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Eurocopter – França “Crossbeam stubwing”
Controlo não destrutivo do componente
Imagem C-scan
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Eurocopter – França “Crossbeam stubwing”
Controlo destrutivo para detectar defeitos de empilhamento durante o enchimento, que afectam a resistência final
Área A
Área BÁrea C
55
FIM