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Universidade de Brasília - UnB Faculdade UnB Gama - FGA

Curso de Engenharia Automotiva

Caracterização Mecânica de Compósitos Estruturais com Aplicações Automotivas e Aeroespaciais

Autor: João Victor da Silva Oliveira Orientador: Dr. Emmanuel P. R. Lima

Brasília, DF

2015

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JOÃO VICTOR DA SILVA OLIVEIRA

Caracterização Mecânica de Compósitos Estruturais com Aplicações

Automotivas e Aeroespaciais Monografia submetida ao curso de graduação em Engenharia Automotiva da Universidade de Brasília, como requisito parcial para obtenção do Título de Bacharel em Engenharia Automotiva. Orientador: Dr. Emmanuel P. R. Lima Co-Orientador: Dr. Manuel N. D. Barcelos Júnior

Brasília, DF 2015

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CIP – Catalogação Internacional da Publicação*

Oliveira. S, João Victor.

Caracterização Mecânica de Compósitos Estruturais com

Aplicações Automotivas e Aeroespaciais / João Victor da Silva

Oliveira. Brasília: UnB, 2014. 92 p.: il. ; 29,5 cm

Monografia (Graduação) – Universidade de Brasília

Faculdade do Gama, Brasília, 2014. Orientação Dr. Emmanuel

P. R. Lima.

1. Materiais Compósitos. 2. Indústrias Automotiva e Aeroespacial.

3. Compósitos Estruturais. 4. Caracterização Mecânica.5.

Ensaios Destrutivos e Não Destrutivos. I. Lima P. R., Emmanuel.

II. Caracterização Mecânica de Compósitos Estruturais com

Aplicações Automotivas e Aeroespaciais.

CDU Classificação

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Caracterização Mecânica de Compósitos Estruturais com Aplicações Automotivas e Aeroespaciais

João Victor da Silva Oliveira

Monografia submetida como requisito parcial para obtenção do Título de Bacharel em Engenharia Automotiva da Faculdade UnB Gama - FGA, da Universidade de Brasília, em 26/06/2015 apresentada e aprovada pela banca examinadora abaixo assinada:

Prof. Dr: Emmanuel P. R. Lima, UnB/ FGA Orientador

Prof. MSc: Pedro Cunha de Lima IFBA - Salvador

Membro Convidado

Prof. Dr: Rodrigo Arbey Muñoz Meneses, UnB/ FGA

Membro Convidado

Brasília, DF 2015

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À memória de minha avó, Maria Aparecida da Silva, “Vó Cida”, pelo exemplo de humanidade e amor.

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AGRADECIMENTOS

A Deus por ter me dado saúde e força de vontade para concluir este trabalho. Aos meus pais Genilda e Victor, pelos bons exemplos de cidadania e dedicação, pelo amor, pela atenção, cuidado e orientação que sempre recebi. As minhas irmãs Elisa e Laíse, pela atenção compreensão, amor, carinho e incentivo. As minhas famílias materna e paterna, por todo o carinho, atenção, amor e incentivo. Ao Professor Dr. Emmanuel Pacheco Rocha Lima, pela orientação, suporte, incentivo e paciência para a realização deste trabalho. Ao Professor Dr. Manuel Nascimento Dias Barcelos Júnior, pela orientação e incentivo. Ao Professor Pedro Cunha de Lima do IFBA por todo o suporte, orientação e incentivo. Ao Amigo e companheiro de jornada de graduação Sérgio da Luz Daher, pelo suporte e companheirismo durante a realização deste trabalho.

Aos Colegas de graduação e amigos, pelo suporte e conversas produtivas que incentivaram este trabalho. Aos amigos da FGRacing por todo o suporte, interesse e incentivo. Aos amigos de São José do Rio Preto, por todo o suporte e incentivo mesmo que a distância. Aos amigos do curso de Mecânico Automotivo da escola SENAI-Antônio Devisate – São José do Rio Preto – SP, pelas conversas e momentos que colaboraram para que eu prosseguisse com os estudos no ramo automotivo. Aos amigos do Programa Ciência Sem Fronteiras – Alemanha, por todas as conversas e atenção na discussão de temas de interesse de evolução tecnológica, e por todo o apoio e incentivo durante a realização do programa de intercâmbio. Aos amigos da Westsächsische Hochschule Zwickau - Alemanha, pelo apoio e incentivo durante a realização do intercâmbio. A Capes pelo suporte financeiro para a realização do programa intercâmbio. Aos membros do Laboratório de Caracterização Termomecânica e Microestrutural de Materiais Inteligentes (LabMatI) – UnB por permitir a utilização de seus equipamentos.

À Universidade de Brasília pela formação e suporte para a realização deste trabalho.

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“A tarefa não é tanto ver aquilo que ninguém viu, mas pensar o que ninguém ainda pensou sobre aquilo que todo mundo vê.”

Arthur Schopenhauer

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RESUMO

Diante dos avanços tecnológicos os materiais passaram a ser exigidos nas mais diversas aplicações onde se demandam propriedades mecânicas que não podem ser alcançadas apenas através da utilização de materiais convencionais como os metálicos, poliméricos e cerâmicos, a combinação química e estrutural de diferentes materiais produziu então uma nova classe de produtos de engenharia, os materiais compósitos. Materiais Compósitos têm sido utilizados principalmente quando há a necessidade de se aliar grande resistência com baixa massa específica, caso frequente nas indústrias automotiva e aeroespacial. Este trabalho de conclusão de curso tem como objetivo a aplicação de metodologias para a caracterização das propriedades mecânicas de dois tipos de compósitos estruturais, um do tipo Laminado fibra-metal, lâminas de alumínio e com núcleo Prepreg de Fibra de Carbono, e o outro do tipo Painel-Sanduíche fabricado em alumínio, tanto lâminas quanto núcleo. Através da realização de ensaios mecânicos destrutivos e ensaios não destrutivos, em concordância com as normas técnicas pertinentes, bem como para o caso do painel-sanduíche também foi realizada a modelagem analítica, buscou-se após a realização dos ensaios comparar os resultados obtidos por cada metodologias de ensaio utilizada destacando suas diferenças em relação aos valores obtidos e dessa forma ratificar a utilização da metodologia para o ensaios não destrutivos para o controle de qualidade e caracterização mecânica de compósitos destes dois tipos, pois sendo eles materiais de alto valor onde não se é desejável que se tenha perdas das amostras e materiais.

Palavras-Chave: Materiais Compósitos, Indústrias Automotiva e Aeroespacial, Compósitos Estruturais, Caracterização Mecânica, Ensaios Destrutivos e Ensaios não Destrutivos

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ABSTRACT

In face of the technological advancements, materials are being used in a wide range of applications where are demanded mechanical properties that could not be achieved only through using of conventional material such as metallic materials, polymeric and ceramic, the chemical and structural combination between different materials produced a new class of engineering products, the composite materials. Composite Materials have huge range of applications, especially when needed to combine high strength with low density, generally the case in automotive and aerospace industries. This final course assignment aims to apply methodologies for characterization of the mechanical properties of two kinds of structural composites, a Fiber Metal Laminate, aluminum filled with a glass fiber reinforced Prepreg, and the other one a Sandwich panel made of aluminum, both sheet faces and core. Using techniques of destructive mechanical testing and nondestructive testing in compliance with the relevant standards, as well as in the case of the sandwich panel analytic modeling was also performed. After the tests was sought compare the results obtained by each testing methodologies used, highlighting their differences about the values and thus ratifying the use of the methodology for nondestructive testing for quality control and mechanical characterization of composites of these types, because they are high cost materials where is not desirable to have loss of specimens and materials. Keywords: Composite Materials, Automotive and Aerospace Industries, Structural Composites, Mechanical Characterization, Destructive and Nondestructive tests.

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LISTA DE ILUSTRAÇÕES

Figura 1- Esquema para a classificação de compósitos [Callister, 2008]. ................... 8 Figura 2 - Classificação dos materiais compósitos segundo sua fase dispersa: particulado, reforçado por fibras e estrutural laminado [Ventura, 2009] ...................... 9 Figura 3 - Representação de laminados conforme a orientação do reforço: a) laminado on-axis,b) laminado off-axis, c) laminado angle-ply, d) laminado cross-ply [Baút, 2010]. .............................................................................................................. 11 Figura 4 - Ilustração do empilhamento de um LFM 3/2 com três camadas de alumínio

e duas camadas intermediárias de prepreg com fibras nas direções de 0º e 90º [Farias,

2006]. ........................................................................................................................ 13

Figura 5 - Corpos de Prova cedidos para análise e caracterização. ......................... 14 Figura 6 - Vista superior dos corpos de prova cedidos para análise e caracterização. .................................................................................................................................. 14 Figura 7 – Ilustração do princípio de junção por laminação (Guimarães & Etom, 2013). ........................................................................................................................ 16 Figura 8 - CP contendo duas camadas de prepreg com fibras paralelas à direção de laminação do alumínio [Farias, 2006]. ....................................................................... 17 Figura 9– CP contendo duas camadas de prepreg com fibras perpendiculares à direção de laminação do alumínio [Farias, 2006]. ..................................................... 17 Figura 10 – Corpos de Prova que serão ensaiados contendo duas camadas de prepreg com fibras perpendiculares à direção de laminação do alumínio e de mesma direção. ..................................................................................................................... 19 Figura 11- Vista do corte lateral de um LFM 3/2 com a presença de delaminação na lâmina metálica superficial e trincas internas nas camadas de fibras [Vlot, 2001]. ... 20 Figura 12– Formação das propriedades das lâminas. .............................................. 21 Figura 13- Esquemático de um painel sanduíche [Almeida, 2009]. ........................... 23 Figura 14– Terminologia do núcleo formato honeycomb. [Bitzer, 1997] ................... 24 Figura 15- Textura das Lâminas [Almeida, 2009]. ..................................................... 24 Figura 16 - Tipos de Núcleo de painéis sanduíche [Almeida, 2009] .......................... 25 Figura 17– Processo de conformação do núcleo, as lâminas são coladas intercaladas, de forma a prover uma pilha, e depois são expandidas criando o painel. [Bitzer, 1997] ............................................................................................................. 27 Figura 18- Vista frontal das amostras do painel sanduíche a ser avaliado – amostra de 200 mm x 70 mm x 40 mm. .................................................................................. 27 Figura 19- Vista lateral das amostras do painel sanduíche a ser avaliado – amostra de 200 mm x 70 mm x 40 mm. .................................................................................. 28 Figura 20 - Amostras do painel sanduíche a ser avaliado – amostra de 200 mm x 70 mm x 40 mm. ............................................................................................................. 28 Figura 21– Nomenclatura padrão para os painéis-sanduíche [Bitzer, 1997]. ............ 29 Figura 22– Parcelas da deflexão total da viga [Bitzer, 1997].................................... 30 Figura 23 – Valores tabelados para diversas configurações de vigas e seus

respectivos valores de 𝐾𝑏 e 𝐾𝑠 [Bitzer, 1997]. .......................................................... 31 Figura 24- Esquema dos principais ensaios de caracterização mecânica, com esforços de (a) tração, (b) compressão e (c) cisalhamento [Schackelford, 2008]. .... 35 Figura 25 - Curva típica de ensaio de tração para compósitos [Callister, 2008]........ 37 Figura 26 - Ensaio a flexão de 3 pontos [MSPC]. ...................................................... 38 Figura 27 - Ensaio a flexão de 3 pontos [Norma ASTM C 393]. ................................ 39

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Figura 28 - Ensaio a flexão de 3 pontos – Esquema estático e dimensões [Norma ASTM C 393]. ............................................................................................................ 39 Figura 29 – Esquema básico de posicionamento da amostra utilizando o método de excitação por impulso [ATCP Engenharia Física]. .................................................... 41 Figura 30 – Modelo oscilador harmônico amortecido [ATCP Engenharia Física]...... 43 Figura 31 – Ilustração dos fatores de amortecimento. [ATCP Engenharia Física] .... 46 Figura 32 – Resposta ao impulso para um oscilador simples [ATCP Engenharia Física]. ....................................................................................................................... 47 Figura 33 – Tabela de propriedades para o honeycomb utilizado [Hexweb]. ............ 49 Figura 34– Componentes básicos do Sonelastic®, Computador com o software, suporte, microfone captador e sistema de excitação por impacto. [ATCP - Manual Sonelastic] ................................................................................................................. 54 Figura 35 – Cilindro de alumínio utilizado para se aferir a calibração do sistema. .... 55 Figura 36 – Imagem da tela do programa, onde se insere as dimensões e pode-se visualizar o sinal acústico da emissão. ...................................................................... 56 Figura 37 – Corpo de prova posicionado sobre o suporte. ........................................ 56 Figura 38 – Corpo de prova posicionado e sistema de excitação e captação sonora. .................................................................................................................................. 57 Figura 39 – Tela de resultados com as frequências obtidas. .................................... 57 Figura 40 – Tela de resultados com as frequências obtidas e curva de amortecimento. .......................................................................................................... 58 Figura 41 – Espectrograma 3D do amortecimento para o painel sanduíche ............. 58 Figura 42 – Imagem da tela do programa, onde se insere as dimensões e pode-se visualizar o sinal acústico da emissão. ...................................................................... 60 Figura 43 – Corpo de prova posicionado sobre o suporte. ........................................ 60 Figura 44 – Tela de resultados com as frequências obtidas e curva de amortecimento. .......................................................................................................... 61 Figura 45 – Espectrograma 3D do amortecimento no GLARE. ................................. 61 Figura 46 - Electronic Universal Testing Machine WDW-20E. [Site do fabricante] .... 63 Figura 47 – Equipamento para ensaios do IFBA. ...................................................... 63 Figura 48 – Corpo de prova número 2, 10 mm de espessura. .................................. 64 Figura 49 –Ensaio de Flexão 3 pontos para o painel sanduíche. .............................. 65 Figura 50 – Gráfico de carga – deformação. ............................................................. 66 Figura 51 – Corpo de Prova após o ensaio ............................................................... 66 Figura 52 – Corpos de prova preparados para o ensaio. .......................................... 67 Figura 53 – Posicionamento do corpo de prova no equipamento, antes do início do ensaio. ....................................................................................................................... 67 Figura 54 – Ensaio sendo realizado, posicionou-se as amostras conforme a norma ASTM C 393. ............................................................................................................. 68 Figura 55 – Curva Tensão x Deformação para as Amostras de GLARE. ................. 69

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LISTA DE TABELAS

Tabela 1 - Propriedades do prepreg (UD) com fibra de vidro/ epóxi. [Farias, 2006] . 18 Tabela 2 – Composição química da chapa de Alumínio. [Farias, 2006] ...................... 18

Tabela 3 - Propriedades do prepreg (UD) com fibra de vidro 𝑺𝟐/ epóxi. ...................... 18

Tabela 4 – Propriedades mecânicas dos componentes da amostra. ........................... 49

Tabela 5 – Dimensões (Orientação, Massa, Espessura, Comprimento e Largura) do painel-sanduíche 10 mm. ..................................................................................................... 50

Tabela 6 – Dimensões (Orientação, Massa, Espessura, Comprimento e Largura) do painel-sanduíche 15 mm. ..................................................................................................... 50

Tabela 7 – Dimensões (Orientação, Massa, Espessura, Comprimento e Largura) do painel-sanduíche 30 mm. ..................................................................................................... 51

Tabela 8 – Dimensões (Orientação, Massa, Espessura, Comprimento e Largura) do painel-sanduíche 40 mm. ..................................................................................................... 51 Tabela 9 – Deslocamentos painel 10 mm. ........................................................................ 52 Tabela 10 – Deslocamentos painel 15 mm. ...................................................................... 52

Tabela 11– Deslocamentos painel 30 mm. ....................................................................... 53 Tabela 12– Deslocamentos painel 40 mm. ....................................................................... 53

Tabela 13 – Valores obtidos através do Sonelastic® para quatro amostras em específico. ............................................................................................................................... 59

Tabela 14 – Dimensões GLARE. ........................................................................................ 59

Tabela 15 – Resultados GLARE ......................................................................................... 62

Tabela 16 - Valores obtidos no Ensaio .............................................................................. 65 Tabela 17 - Valores obtidos no Ensaio ............................................................................. 68

Tabela 18 – Resultados comparativos Honeycomb ......................................................... 70

Tabela 19 – Resultados comparativos Honeycomb módulo de elasticidade. ............. 71

Tabela 20 – Valores comparativos dos módulos de elasticidade obtidos .................... 72

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LISTA DE SÍMBOLOS

𝜽 Ângulo de orientação das fibras

𝒗𝒙 Volume relativo a algum componente do compósito

𝒎𝒙 Massa relativa à algum componente do compósito

𝑽 Razão volumétrica do compósito

𝑴 Razão em massa do compósito

𝑬 Módulo de elasticidade longitudinal (Módulo de Young)

𝑮 Módulo de elasticidade transversal

𝜼 Medida do nível de reforço do compósito

𝝃 Parâmetro de ajuste

𝒃 Largura do painel sanduíche

𝒅 Espessura total do painel sanduíche

𝑬𝒄 Módulo à flexão do núcleo

𝒉 Distância centro a centro das faces

𝒕 Espessura das faces

𝝁 Coeficiente de Poisson

𝝉𝒄 Tensão de cisalhamento do núcleo

𝝈𝒇 Tensão a flexão das faces.

𝚫 Deflexão

𝑷 Carregamento

𝑳 Comprimento da viga

𝑫 Rigidez do Painel

𝑰 Momento de inércia

𝝈 Tensão normal

𝑭 Força aplicada

𝑨 Área da seção

𝜺 Deformação

𝒌 Rigidez da mola

𝒄 Coeficiente de amortecimento

𝒗 Velocidade de deslocamento

𝒙 Vetor de deslocamentos

�̇� Vetor de velocidades

�̈� Vetor de acelerações

𝝎 Frequência natural de vibração

𝒙(𝝎) Modo de vibração

𝒕 Tempo

𝜻 Amortecimento

𝝋 Ângulo de fase

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SUMÁRIO

AGRADECIMENTOS ................................................................................................. vi RESUMO.................................................................................................................. viii ABSTRACT ................................................................................................................ ix LISTA DE ILUSTRAÇÕES ......................................................................................... x LISTA DE TABELAS ................................................................................................ xii LISTA DE SÍMBOLOS ............................................................................................. xiii SUMÁRIO ................................................................................................................ xiv 1. INTRODUÇÃO ........................................................................................................ 1

1.1. OBJETIVO GERAL ....................................................................................... 3 1.1.1. Objetivos Específicos ............................................................................. 3

1.2. METODOLOGIA ........................................................................................... 4 1.3. DIVISÃO DO TRABALHO ................................................................................. 4

2. FUNDAMENTOS TEÓRICO ................................................................................... 6 2.1. COMPÓSITOS ................................................................................................. 6 2.2 COMPÓSITO ESTRUTURAL ............................................................................ 9

2.2.1. Compósito Laminado ............................................................................. 9 2.2.2. Painel Sanduíche ................................................................................. 23

3. MÉTODOS DE CARACTERIZAÇÃO ................................................................ 33 3.1. MÉTODOS QUASE-ESTÁTICOS ............................................................... 34

3.1.1. Ensaio de tração .................................................................................. 35 3.1.2. Ensaio de flexão em três pontos - ASTM C 393 ...................................... 38

3.2. MÉTODOS DINÂMICOS ............................................................................. 40 3.2.1 Sistema Oscilatório Simples ...................................................................... 42

4. Ensaios e Resultados ...................................................................................... 48 4.1. MODELAGEM VIGA I ................................................................................. 48

4.1.1. Especificação Honeycomb e placas: ................................................... 48 4.1.2 Cálculo da deflexão – Modelagem Analítica ............................................ 52

4.2. ENSAIO UTILIZANDO-SE SONELASTIC® ................................................ 53 4.2.1. Ensaio Painel-Sanduíche ..................................................................... 55 4.2.2. Ensaio GLARE ..................................................................................... 59

4.3. ENSAIO FLEXÃO 3 PONTOS .................................................................... 62 4.3.1. Flexão 3 Pontos Painel-Sanduíche ...................................................... 64 4.3.2. Flexão 3 Pontos GLARE .......................................................................... 67

5. ANÁLISE E CONCLUSÕES .............................................................................. 70 Bibliografia ............................................................................................................... 75

1

1. INTRODUÇÃO

O crescente desenvolvimento tecnológico observado nas últimas décadas tem

demandado cada vez mais a utilização de materiais mais sofisticados com

propriedades específicas, as quais apenas os materiais tradicionais como metais,

cerâmicos e polímeros não têm sido capazes de atender. É então neste cenário que

cresce a utilização dos materiais compósitos.

De forma geral pode-se definir compósito como um material cuja composição

apresente dois ou mais tipos de materiais diferentes. Os materiais compósitos são

constituídos pela matriz e pelo reforço. O material da matriz é o que confere estrutura

ao material compósito, ocupando os espaços vazios que ocorrem entre os materiais

de reforço e mantendo-os nas suas posições relativas. A matriz serve para distribuir

as fibras e também para transferir a carga para estas. Os materiais do reforço são os

que produzem melhorias nas propriedades mecânicas, químicas e eletromagnéticas

do produto final. Na maioria dos casos, na produção de materiais compósitos ocorre

sinergia entre o material da matriz e o material do reforço, resultando num novo

material com novas propriedades diferentes das existentes nos materiais de base

[Akovali, 2001].

Tendo como mote as aplicações nos âmbitos automotivo e aeroespacial, em

particular satélites, será dado neste trabalho especial enfoque aos compósitos

laminados fibra-metal (LFM) e painéis sanduíche. LFMs consistem em camadas

alternadas de finas chapas metálicas e de pré-impregnados (prepreg) que, por sua

vez, são constituídos de uma matriz, agente de reforço e interfaces, as quais detêm

grande importância, pois influenciam o comportamento mecânico destes materiais. As

matrizes podem ser poliméricas, cerâmicas ou metálicas tendo fibras como agente de

reforço. O material combina as propriedades do metal com as propriedades das fibras.

Como resultado, os LFMs através da combinação dos materiais passam a exibir em

geral propriedades mecânicas superiores às ligas do metal isoladamente, porém com

menor massa específica [Farias, 2006].

De acordo com Miracle & Donaldson, as aeronaves atuais são fabricadas com

extensa utilização de estruturas laminadas de materiais pré-impregnados de

compósitos poliméricos avançados e painéis sanduíche que são materiais compósitos

2

constituídos por duas folhas finas e rígidas separadas por um núcleo espesso e leve,

o que aumenta a área da superfície do compósito, com a mesma placa rígida,

permitindo alcançar uma elevada rigidez flexional em relação ao seu peso específico.

O núcleo deve ser tão leve quanto possível, tendo uma adequada rigidez transversal

normal e de corte e força para suportar cargas de cisalhamento entre ambas as faces

e transversal das cargas normais.

No exterior das aeronaves bordos de ataque, bordos de fuga, flaps, spoilers,

elevador (profundor), leme, cobertura do motor bem como diversas partes da

fuselagem são exemplos de aplicações destes materiais [aeronáutica]. Por sua vez o

interior destas apresentam os assentos, chão, painéis laterais, compartimentos no teto

para a bagagem de mão e também o teto sendo constituídos de painéis sanduíche.

Um Boeing® 747 utiliza cerca de 4000 m² de Honeycomb, que é a forma geométrica

apresentada pelo núcleo dos painéis sanduíche. [Bitzer,1997]

A aplicação destes materiais não fica restrita apenas ao universo aeroespacial,

os automóveis modernos vêm adotando cada vez mais materiais compósitos como

forma não só de se maximizar o desempenho para veículos esportivos através da

redução de peso, mas com isto também atingir as novas normas de emissão de

poluentes, o que tem um impacto direto nos carros de valores mais acessíveis. Sendo

assim, é de extrema importância que estes materiais sejam caracterizados através de

ensaios mecânicos para que as estruturas que os utilizam possam ter segurança e

confiabilidade em seu emprego.

3

1.1. OBJETIVO GERAL

O objetivo principal do presente trabalho é a caracterização dos materiais

compósitos laminados fibra-metal bem como de painéis sanduíche através de ensaios

mecânicos destrutivos e não destrutivos de acordo com as normas-técnicas

pertinentes, com base nos resultados obtidos comparar os valores apresentados para

as propriedades, principais vantagens e desvantagens dos métodos, corroborando a

forma mais viável de execução para estes testes, além disso, através do

aprofundamento do conhecimento destas propriedades expandir o horizonte de

utilização destes materiais.

1.1.1. Objetivos Específicos

1. Aprimoramento teórico para o desenvolvimento de estruturas compostas tipo

Painel Sanduiche e Laminados fibra-metal (GLARE) utilizando-se modelos

físicos;

2. Estudo da metodologia de ensaio mecânico não destrutivo Sonelastic®;

3. Estudo da metodologia de ensaio destrutivo, flexão de 3 pontos, aplicação da

norma técnica;

4. Modelagem analítica (Aproximação viga em I);

5. Modelagem experimental (norma ASTM C 393);

6. Estudo de caracterização e de avalição do comportamento mecânico de

estruturas sanduiches tipo honeycomb;

7. Análise comparativa dos resultados obtidos pelos ensaios destrutivos e não

destrutivos;

8. Específico Industrial: desenvolvimento estruturas compostas tipo sanduiche e

posterior qualificação em nível internacional possibilitando o país ingressar em

um seleto grupo de fornecedores de componentes para satélites

geoestacionários;

9. Estrategicamente, no que concerne a academia e a indústria nacional, a

execução deste projeto permite desenvolver o conhecimento no projeto de

painéis para estruturas de satélites e implementar melhorias em seu processo

4

de fabricação dentro dos requisitos da Estrutura do Satélite Geoestacionário de

Defesa e Comunicação – SGDC;

10. Desenvolver tecnologias críticas com maior participação da academia, das

instituições governamentais de C&T e da indústria.

1.2. METODOLOGIA

Etapa 1 – Definição do escopo a ser trabalhado.

Etapa 2 – Estudo e compreensão dos fundamentos teóricos sobre os diversos tipos

de materiais compósitos seus aspectos e respectivas formulações matemáticas.

Etapa 3 – Modelagem analítica do painel sanduíche – Viga I.

Etapa 4 – Aprendizagem e aperfeiçoamento na utilização do sistema Sonelastic®.

Etapa 5 – Aquisição dos materiais e aprofundamento dos estudos relativos aos

ensaios e suas normas.

Etapa 6 – Preparação dos corpos de prova e realização dos ensaios mecânicos.

Etapa 7 – Caracterização dos materiais ensaiados.

Etapa 8 – Ajustes e análise dos resultados obtidos e elaboração das conclusões

Etapa 9 – Escrita e formatação da monografia.

Etapa 10 – Defesa da monografia.

1.3. DIVISÃO DO TRABALHO

Este trabalho encontra-se assim constituído:

Capítulo 1 – Este capítulo é destinado a introduzir sobre o conteúdo presente no

trabalho assim como os objetivos e a metodologia utilizada.

Capítulo 2 – Neste é feita uma revisão bibliográfica a respeito dos principais

conceitos de compósitos, compósitos - LFMs, compósito tipo painel sanduíche, bem

como os processos relativo à fabricação.

Capítulo 3 – O capítulo trata de uma breve revisão teórica sobre os princípios

básicos dos ensaios mecânicos pertinentes e a apresentação das metodologias

aplicadas nos ensaios.

Capítulo 4 – Neste capítulo são apresentados os resultados dos ensaios

realizados.

5

Capítulo 5 – Neste capítulo são apresentadas as conclusões do trabalho e

sugestões para um prosseguimento desta pesquisa.

6

2. FUNDAMENTOS TEÓRICO

No presente capítulo é apresentado o referencial teórico sobre os principais

temas envolvidos nesta pesquisa, compósitos, compósitos laminados fibra-metal bem

como os do tipo painel sanduíche.

2.1. COMPÓSITOS

Diversas tecnologias modernas exigem materiais com combinações não usuais

de propriedades, que não podem ser atendidas pelos materiais convencionais. Este

fato é corroborado quando se analisa os materiais necessários à indústria

aeroespacial e de transportes. Estes setores têm buscado cada vez mais materiais

estruturais que possuam baixa massa específica, alta rigidez e que apresentem

resistência à abrasão, ao impacto e a corrosão [Callister, 2008].

Para isto as mais diversas combinações e faixas de propriedades de materiais

estão sendo constantemente ampliadas pelo desenvolvimento dos materiais

compósitos. De uma maneira geral, um compósito pode ser considerado como

qualquer material multifásico que exibe uma proporção significativa das propriedades

de ambas as fases que o constituem, de tal modo que é obtida uma melhor

combinação de propriedades [Callister, 2008].

Compósitos, ao contrário do que se imagina, não são de origem recente. Na

antiguidade, tijolos para a construção civil eram fabricados de barro e capim seco,

formando um compósito. O capim fornecia a resistência mecânica do material,

enquanto o barro o preenchia fornecendo solidez. A utilização e o desenvolvimento

de materiais compósitos ocorreram de forma mais lenta que a dos metais e ligas

metálicas. A fibra de vidro foi um dos primeiros compósitos a ser desenvolvido (em

meados do século XVIII), mas só passou a ser desenvolvido comercialmente no ano

de 1939, no decorrer da 2ª Guerra Mundial, visando aplicações elétricas em altas

temperaturas. Após vinte anos começaram a ser produzidas as "fibras avançadas":

fibras de boro (final da década de 1950) e Carbono (final da década de 1960). O fim

da Guerra Fria, no final da década de 80, trouxe uma redução na pesquisa e

desenvolvimento de materiais compósitos para a área militar. Entretanto, o

desenvolvimento de compósitos durante a guerra foi de grande utilidade ao serem

transferidos para a área civil. Novas linhas de aeronaves, componentes automotivos,

7

artigos esportivos e estruturas de engenharia civil estão atualmente em

desenvolvimento e aperfeiçoamento, o que aumenta o consumo de materiais

compósitos [Gay, 2003].

O interesse dos materiais compósitos está ligado a dois fatores: econômico e

desempenho. O fator econômico vem do fato dos compósitos serem muito mais leves

que os materiais metálicos, o que implica numa economia de combustível e

consequentemente, num aumento de carga útil (aeronáutica e aeroespacial). A

redução na massa total do produto pode chegar a 30% ou mais, em função da

aplicação dada ao material composto. O custo de fabricação de algumas peças em

material composto pode ser também sensivelmente menor se comparado com os

materiais metálicos. O fator performance está ligado a procura por um melhor

desempenho de componentes estruturais, sobretudo no que diz respeito às

características mecânicas. O caráter anisotrópico dos materiais compostos é o fator

primordial para a obtenção das propriedades mecânicas requeridas pelo componente

[Department of Defense Handbook, 2002].

Sendo assim, melhores combinações de propriedades são criadas por uma

combinação criteriosa de dois ou mais materiais distintos. Os cientistas e engenheiros

então combinam de maneira engenhosa diversos metais, cerâmicas e polímeros, para

produzir uma nova geração de materiais. A maioria dos materiais compósitos criados

teve como mote principal a melhoria das propriedades mecânicas, como a rigidez, a

tenacidade e as resistências às condições do ambiente e a temperatura elevada

[Akovali, 2001].

Vários materiais compósitos são compostos por apenas duas fases; Uma é

denominada "matriz", que pode ser metálica, cerâmica ou polimérica, a qual é

contínua envolve a outra fase, muitas vezes chamada de "fase dispersa". As

propriedades dos compósitos são uma função das propriedades das fases

constituintes, suas relativas porções, e a geometria da "fase dispersa" (que

compreende o formato de suas partículas, seu tamanho, distribuição e orientação)

[Shackelford, 2008].

8

A existência de uma ligação entre as fibras – reforço – e a matriz, que se

desenvolve durante a fase de fabricação dos materiais compósitos, tem uma influência

fundamental nas propriedades mecânicas do material compósito.

O material da matriz é o ponto fraco de um compósito no que se refere aos

limites de tensão última e escoamento e limita a fibra em exibir todo o seu potencial

em termos das propriedades do laminado. A matriz tem por função a estabilização da

fibra em compressão, transferindo as propriedades da fibra para o laminado,

minimizando os danos devido ao impacto e apresentando uma deformação plástica.

A primeira geração de compósitos introduzidos na construção de aeronaves entre

1960 e 1970 usava uma resina epoxídica quebradiça conduzindo a estruturas

laminadas com fraca tolerância aos impactos causados pelos detritos da pista

levantados pelas rodas das aeronaves ou de impactos ocorridos durante a fabricação,

assim como nas operações de manutenção [Baút, 2010].

O esquema a seguir retrata uma classificação simples dos materiais

compósitos em três divisões principais: Os compósitos reforçados com partículas, os

compósitos reforçados com fibras e os compósitos estruturais, todas estas divisões

com suas respectivas subdivisões.

Figura 1- Esquema para a classificação de compósitos [Callister, 2008].

Compósitos

Reforçado com

partículas

Partículas grandes

Reforço por dispersão

Reforçado com fibras

Contínuas Descontínuas

AlinhadasOrientadas

aleatoriamente

Estrutural

Laminados Painéis-

sanduíche

9

Figura 2 - Classificação dos materiais compósitos segundo sua fase dispersa: particulado, reforçado por fibras e estrutural laminado [Ventura, 2009]

Como visto na Fig. (1), os compostos estruturais podem ser divididos em duas

subclasses. Compósitos Laminados e Painéis-sanduíche, estes serão então o objetivo

desta pesquisa.

2.2 COMPÓSITO ESTRUTURAL

Compósito estrutural é constituído geralmente tanto por materiais homogêneos

(metais e não metais) quanto por compósitos (Prepreg), e suas propriedades

dependem tanto das propriedades dos materiais constituintes, como do projeto

geométrico dos vários elementos estruturais [Callister, 2008]. São utilizados devido às

suas excelentes relações Rigidez-peso e Força-peso. Encontram-se compósitos

estruturais nas mais diversas aplicações, como: Aeronáutica, Aeroespacial,

Transporte de cargas (baús de caminhões e containers), Construção Civil,

Equipamentos Esportivos, Absorção de Energia em impactos, Acústica, Protetor de

Radiofrequência e Direcionalidade de Ar [Bitzer, 1997].

2.2.1. Compósito Laminado

Um material compósito laminado é constituído por lâminas coladas às outras

que são reforçadas com fibra e com uma determinada orientação. Um material

compósito é anisotrópico porque as suas propriedades dependem da orientação das

fibras, temos, pois propriedades diferentes nas direções longitudinal e transversal às

direções das fibras, o que define um comportamento ortotrópico de uma lâmina num

sistema de eixos. A geometria lay-up de um compósito afeta fortemente não só o início

de fraturas, mas também a propagação de fissuras. Alguns laminados são muito

sensíveis à propagação de fissuras enquanto outros são totalmente insensíveis à

presença de concentração de tensões [Soutis, 2005].

10

Estes laminados apresentam um comportamento que é uma mistura de metais

e compósitos, uma das propriedades mais importantes é a sua elevada resistência à

fratura. Os compósitos laminados fibra-metal (LFM) Foram principalmente

desenvolvidos para as aplicações aeroespaciais, onde a apresentação de boas

propriedades de fadiga e de elevada tenacidade são determinantes. A origem dos

LFM remonta a 1945 nas instalações da Fokker, onde os engenheiros após a II

Grande Guerra tiveram que recomeçar a atividade da empresa, decidindo iniciar o

estudo de novos produtos para aplicação na indústria aeronáutica. Um dos

engenheiros foi Rob Schliekelmann [Vlot, 2001], e o seu trabalho centrou-se nos

laminados de metal (alumínio) e fibra de aramida (Kevlar) a que foi dado o nome

comercial ARALL® (Aramid Reinforced Aluminum Laminate), foi desenvolvido na

Holanda pela Universidade Técnica de Delft (TUDelft) usando fibras de aramida

[Farias, 2006].

O resultado foi um material tolerante a danos e em conformidade com as

necessidades dos fabricantes de aeronaves através de baixa densidade, rigidez

elevada, resistência à corrosão, resistência à fadiga e elevada tenacidade à fratura.

No ARALL® e em outros LFMs, as camadas internas de fibras reduzem o crescimento

da trinca por fadiga nas camadas de alumínio, construindo “uma ponte” (efeito crack

bridging) sobre a região da trinca, reduzindo a intensidade da tensão na ponta da

trinca [Vlot, 2001]. Este laminado foi produzido em escala comercial pela ALCOA© a

partir de 1984 [Farias, 2006].

Atualmente já são conhecidas algumas deficiências no ARALL®, como por

exemplo, a baixa resistência na interface entre a matriz epóxi e as fibras, a absorção

de umidade e falha subsequente na interface entre as fibras de aramida [Vermeeren,

2003]. Também foram observadas falhas nas fibras sob-regimes de carregamento de

fadiga por tensão compressiva, o que reduz a eficiência do efeito crack bridging bem

como o “comportamento sem corte” na ponta da trinca, devido ao limite da tensão de

falha das fibras de aramida. Para superar estes problemas, laminados alternativos

foram, desenvolvidos incorporando a fibra de carbono (CARE® - CArbon REinforced)

e a fibra de vidro (GLARE® - GLAss REinforced). Problemas imediatos foram

observados nos LFM de carbono incluindo a corrosão galvânica entre a liga e as fibras,

além de um pior “comportamento sem corte” na ponta da trinca do que o ARALL®,

devido à menor tensão de falha das fibras de carbono. Recentemente, as fibras de

11

carbono foram reconsideradas para o uso em laminados com ligas do alumínio-lítio e

com ligas de titânio [Farias, 2006].

Em 1990, a fibra de vidro foi utilizada em substituição às fibras de carbono e de

aramida nos LFMs. Com isso houve melhora na resistência aos danos por

compressão em relação às fibras de aramida, sendo as fibras de vidro menos

sensíveis aos danos por fadiga por tensão-compressiva. Trabalhos recentes de De

Vries (2001) e Farias (2006) mostraram benefícios deste novo material compósito

sobre as ligas de alumínio e das fibras de vidro, isoladamente, principalmente quanto

as resistência à fadiga e ao impacto. O desenvolvimento contínuo e a aplicação

comercial do GLARE® vieram quando a Airbus Industry decidiu usá-lo na aeronave

A-380. Como desvantagens, o GLARE® apresenta custos de produção mais elevados

quando comparados à produção de ligas de alumínio tradicionais. Entretanto, estes

custos são compensados por baixos custos de manutenção e pela diminuição do

consumo de combustível devido à estrutura da aeronave ser mais leve [De Vrie, 2001].

Os laminados podem ser classificados em: unidireccionais on-axis, off-axis, angle-ply

e cross-ply.

c) d)

Figura 3 - Representação de laminados conforme a orientação do reforço: a) laminado on-axis,b) laminado off-axis, c) laminado angle-ply, d) laminado cross-ply [Baút, 2010].

12

No primeiro tipo de laminados, a orientação das fibras é a mesma em todas as

lâminas e a direção local na lâmina, indicada por 1-2, coincide com a direção global

do compósito, indicada por x-y, conforme ilustrado no exemplo da Fig. (3): a) Este

laminado é o que propicia maior resistência ao compósito, uma vez que as fibras

estariam alinhadas nas direções principais do carregamento. No entanto, isto na

prática tornar-se-ia inviável, visto que há necessidade de resistência também em

outras direções, lembrando que na direção transversal as lâminas têm pouca

contribuição na resistência do compósito [Powell, 1993].

No laminado off-axis, o ângulo de orientação das fibras está deslocado de um

determinado valor entre os eixos do sistema local e do sistema global, conforme b)

Diferente dos laminados unidirecionais on-axis, a resistência do laminado na direção

transversal do eixo global pode ser melhorada, uma vez que as fibras conseguem dar

certa contribuição na resistência nesta direção. Na direção longitudinal do eixo global,

a resistência do laminado é menor do que a alcançada pelo laminado on-axis, já que

as fibras não estão totalmente alinhadas com esta direção, neste caso formando um

ângulo +휃. Os laminados angle-ply são laminados balanceados consistindo de

camadas posicionadas acima e abaixo do plano médio do laminado, sendo que o

ângulo do reforço em cada lâmina apresenta a mesma magnitude, porém de sinal

trocado, ou seja, +휃 / - 휃, onde q é diferente de 0° ou 90°. Nos laminados cross-ply

mostrados em d), o ângulo do reforço de cada lâmina alterna entre 0° e 90°,

geralmente sendo utilizados reforços na forma de tecido, nas mais variadas

espessuras. Dependendo do tipo de carga, há a possibilidade de se utilizar tecidos

com reforços diferentes na trama, que seriam os tecidos denominados de híbridos.

Por exemplo, se numa determinada direção são exigidas propriedades diferentes do

que na outra, seria possível empregar tecidos fabricados com fibra de carbono, para

a direção de maior solicitação, e fibra de vidro na outra. Da mesma maneira, existe a

possibilidade de se utilizar tecidos de fibra de vidro e fibra aramida ou fibra de carbono

e fibra aramida [Powell, 1993].

Pode-se ainda, classificar os laminados conforme a orientação das camadas

no laminado em relação ao plano médio [Staab, 1999]. Assim têm-se, os simétricos,

cada lâmina com determinada orientação do reforço é simétrica em relação ao plano

médio do laminado. Isto significa dizer que para cada lâmina acima do plano médio

13

do laminado existe uma lâmina idêntica (mesmo material, espessura e ângulo de

orientação do reforço) a uma mesma distância abaixo do plano médio, consistindo em

uma imagem de espelho. Por sua vez, nos antissimétricos cada lâmina com orientação

do reforço a um ângulo qualquer 휃 acima do plano médio do laminado, existe uma

lâmina de mesmo material e espessura, mas com o reforço orientado num ângulo - 휃

numa distância igual e abaixo do plano médio do laminado.

Quando não existe simetria e nem antissimetria entre as lâminas existentes no

laminado, estamos na presença de laminados assimétricos. Finalmente, quando o

laminado é formado por lâminas de diferentes materiais de reforço, é denominado de

híbrido. Portanto, quando o compósito é constituído por pelo menos dois tipos de

reforços como, por exemplo, lâminas formadas por fibra de carbono e lâminas

formadas por fibra de vidro são designados laminados híbridos [Baút, 2010].

A figura abaixo ilustra a montagem de um LFM de alumínio 3/2, isto é, três

camadas de chapas de alumínio intercaladas com duas camadas adesivas de fibras

[2].

Figura 4 - Ilustração do empilhamento de um LFM 3/2 com três camadas de alumínio e duas camadas intermediárias de prepreg com fibras nas direções de 0º e 90º [Farias, 2006].

Diversas variantes dos compósitos laminados fibra-metal estão atualmente

disponíveis comercialmente ou em desenvolvimento. Para a realização deste trabalho

serão utilizadas LFMs do tipo GLARE®.

14

Figura 5 - Corpos de Prova cedidos para análise e caracterização.

2.2.1.1. Processo de Fabricação

Os corpos de prova que serão utilizados na pesquisa são chapas de alumínio

e LFMs. Em relação à fibra presente nos pré-impregnados (Prepreg), foram

confeccionados com epóxi reforçado por fibra de vidro.

Figura 6 - Vista superior dos corpos de prova cedidos para análise e caracterização.

Este material foi fabricado através do processo de cladeamento por co-

laminação.

2.2.1.1.2. Cladeamento por Co-laminação

O cladeamento, em inglês overlay ou cladding, é a deposição de um material

dissimilar na superfície de um material base chamado de substrato. Os dois materiais

assim unidos têm suas propriedades mecânicas diferentes: módulo de elasticidade,

15

ductilidade, tenacidade, entre outras. O material depositado tem o papel de

revestimento e confere algumas características ao componente que não seriam

possíveis utilizando somente o material base. Dentre as aplicações mais comuns do

cladeamento na indústria estão os recobrimentos para aumentar a dureza superficial

das peças e aqueles para aumentar a resistência à corrosão dos componentes. A

deposicao desse recobrimento, conhecido pelo termo cladeamento, abrange uma

ampla gama de processos, tais como co-laminação, explosão ou soldagem (American

Society For Metals, 1983).

O cladeamento assim definido foi originalmente desenvolvido por Strachan &

Henshaw, Bristol (Guimarães & Etom, 2013), companhia inglesa de defesa e

engenharia nuclear criada in 1879. A técnica surgiu para a Defesa Marinha, onde os

equipamentos deviam trabalhar em condições severas da água do mar com o mínimo

de manutenção, a profundidades elevadas e sendo capazes de suportar extremas

pressões e choques. Várias partes do casco dos navios submarinos, tais como as

vedações das portas, eixos, dobradiças e as superfícies expostas, foram cladeadas

(American Society For Metals, 1983). Mais recentemente, o cladeamento está sendo

usado em várias outras indústrias.

Existem várias formas de se obter um material cladeado. Os métodos podem

ser divididos em dois grandes grupos: os métodos com união mecânica e com união

metalúrgica. Cladeamento por processos mecânicos: Estes são os processos durante

os quais não ocorre fusão entre o substrato e o material de revestimento de forma a

não se ocorrer mudanças metalúrgicas nas peças. Há uma simples aderência

mecânica entre os dois materiais. Entre estes processos, podemos ressaltar por

exemplo os processos de co-laminação e pipe-in-pipe. [Guimarães & Etom, 2013]

O cladeamento por laminação (ou co-laminação) é um processo realizado no

estado sólido e produz uma união de peças por aquecimento e deformação superficial

pela aplicação de pressão através de rolos laminadores. As peças envolvidas no

processo devem apresentar uma ductilidade adequada para permitir uma deformação

plástica localizada sem apresentar fratura. A laminação pode ser feita a quente ou a

frio, sendo a técnica a frio executada à temperatura ambiente. A laminação causa

junção por aderência, isto faz com que haja necessidade de limpar cuidadosamente a

16

superfícies das peças (Guimarães & Etom, 2013). A figura a seguir mostra um

esquema de junção por laminação:

Figura 7 – Ilustração do princípio de junção por laminação (Guimarães & Etom, 2013).

Durante o processo de co-laminação diversos fatores podem vir a alterar a força de adesão, dentre eles:

A preparação das superfícies e condição de deformação;

O tempo decorrido entre a preparação da superfície e a laminação;

O tempo em que as lâminas ficam submetidas à pressão normal;

A pressão exercida pelos rolos laminadores;

A espessura das peças a serem unidas.

Os rolos laminadores são capazes de produzir a elevada tensão interfacial

requerida para induzir a junção entre os componentes. Desta forma, o processo

descrito na Fig. (7) é repetido até atingir a deformação adequada que produz a junção

desejada. Durante a laminação, a espessura dos materiais é bastante reduzida

podendo ir até 50% de redução após o primeiro passe nos rolos laminadores. Esta

redução gera uma grande quantidade de calor. A junção entre os materiais se dá

graças afinidade mecânica e atômica da interface destes (Wright, 1968). Geralmente,

para aumentar a força de adesão entre os materiais, é feito logo depois da laminação

um recozimento, tratamento térmico que promove certa ligação metalúrgica por

difusão, a qual é mais forte. [Guimarães & Etom, 2013]

17

Considerando agora a direção das fibras em relação à direção de laminação do

alumínio, os corpos de prova (CP) de LFMs foram produzidos segundo duas

configurações diferentes:

• Laminados com fibras paralelas a direção de laminação do alumínio –, ilustrados

pela Fig. (8);

Figura 8 - CP contendo duas camadas de prepreg com fibras paralelas à direção de laminação do alumínio [Farias, 2006].

• Laminado com fibras perpendiculares à direção de laminação do alumínio – CP,

ilustrado pela Fig.(9).

Figura 9– CP contendo duas camadas de prepreg com fibras perpendiculares à direção de laminação do alumínio [Farias, 2006].

18

Com base no trabalho de Farias (2006), tem-se as tabelas abaixo apresentadas com

as propriedades do GLARE® e prepreg utilizados neste trabalho.

Tabela 1 - Propriedades do prepreg (UD) com fibra de vidro/ epóxi. [Farias, 2006]

LFM 2/1 Condição Configuração

do prepreg

Prepreg

Utilizado

Dimensões

(mm)

CPX_SD Sem Defeito 0º/90º Fibra de Vidro 100 x 100 x 1,34

Na confecção dos corpos de prova, produzidos nas instalações da Zamec Usinagem

LTda., Rio de Janeiro, foram utilizados os seguintes materiais;

Chapas de alumínio com dimensões de 100 mm x 100 mm x 0,5 mm, e

composição apresentada na Tabela 2.

Tabela 2 – Composição química da chapa de Alumínio. [Farias, 2006]

Elemento Al Cu Fe/Si Mg Mn Ti Zn Cr Outros

% peso 99,0 0,05 <1,00 <1,00 0,05 0,00 0,10 0,00 0,00-

0,15

Lâminas de prepreg de fibra de vidro 𝑆2/ epóxi unidirecional (UD) Hexply®

6376, com dimensões de 100 mm x 100 mm x 0,17 mm fabricadas pela Hexcel

Corporation. As propriedades do prepreg são apresentadas na Tabela 3.

Tabela 3 - Propriedades do prepreg (UD) com fibra de vidro 𝑺𝟐/ epóxi.

Dimensão PREPREG UD 𝑺𝟐 (Vf =60%)

Módulo de Young, 𝑬𝟏 [GPA] 54

Módulo de Young, 𝑬𝟑 [GPA] 9,4

Coeficiente de Poisson, 𝝊𝟏𝟐 --- 0,0575

Coeficiente de Poisson, 𝝊𝟐𝟑 --- 0,33

Módulo de Cisalhamento,

𝑮𝟏𝟑

[GPA] 5,55

Densidade, 𝝆 [g/cm³] 1,98

19

Figura 10 – Corpos de Prova que serão ensaiados contendo duas camadas de prepreg com fibras perpendiculares à direção de laminação do alumínio e de mesma direção.

Quando os compósitos poliméricos são utilizados na fabricação de

componentes estruturais, a determinação da resistência ao cisalhamento Interlaminar

é um parâmetro particularmente importante no projeto dessas estruturas [Freischmidt

et.Al, 1994]. A determinação da propriedade de cisalhamento interlaminar é uma

tarefa difícil, devido à natureza anisotrópica dos compósitos e de sua resposta não

linear sob esforços cisalhantes.

Assim como os ensaios de cisalhamento interlaminar, os ensaios de mecânica

da fratura podem ser utilizados na avaliação do sucesso da obtenção de um laminado

adequado para aplicações estruturais. Os mecanismos de danos em compósitos são

geralmente utilizados na determinação do critério de tolerância à fratura e no

estabelecimento dos protocolos de monitoramento da vida útil desses materiais

quando utilizados em aplicações estruturais [Farias, 2006]. Os principais tipos de

danos que podem ocorrer em materiais compósitos são: delaminação inter- e

intralaminar, fratura, rompimento do reforço, falha na interface fibra/ matriz e efeito de

arrancamento da fibra (efeito pullout).

2.2.1.2. Danos Presentes nos LFMs

Uma grande variedade de modos de deformação pode levar à falha dos

compósitos reforçados por fibras. Os principais tipos de danos que podem reduzir a

resistência mecânica do LFM são a ruptura de fibras, o descolamento fibra/matriz e a

delaminação [Viktorov, 1970]. O modo de falha operante depende, dentre outros

20

fatores, das condições de carregamento e da estrutura interna (empilhamento, direção

das fibras) do sistema compósito específico. Associados a esta estrutura interna têm-

se a influência do diâmetro da fibra, fração volumétrica de fibra, distribuição

geométrica da fibra e danos resultantes de tensões térmicas que podem se

desenvolver durante a fabricação e/ou em serviço [Viktorov, 1970].

Ao contrário dos materiais compósitos tradicionais, os LFMs não são

susceptíveis à formação de grandes áreas de danos internos quando sujeitos a

impacto. Danos internos, devidos a impacto a baixa velocidade, são os mais

encontrados em estruturas compósitas e consistem em trincas na matriz polimérica,

assim como delaminação e ruptura das fibras, sendo, geralmente, invisíveis a olho nu.

Entre os vários tipos de danos, a delaminação causa uma perda significativa da

resistência à compressão e rigidez [11, 9]. A figura 2.2 ilustra um LFM 3/2 com

presença de delaminação na lâmina metálica superficial e trincas internas presentes

nas camadas de fibras [De Vries, 2001].

Figura 11- Vista do corte lateral de um LFM 3/2 com a presença de delaminação na lâmina metálica superficial e trincas internas nas camadas de fibras [Vlot, 2001].

2.2.1.3. Modelagem Analítica - Micromecânica do Laminado

Devido à natureza dos laminados os quais são formados por diversas lâminas,

que variam muitas vezes em relação à orientação, portanto, as propriedades

mecânicas, tais como resistência e comportamento elástico de um laminado,

dependem das propriedades individuais das lâminas que o compõe, além da

orientação das fibras e podem ser determinadas através de ensaios mecânicos.

Esquematicamente, pode-se representar o problema da seguinte forma:

21

Figura 12– Formação das propriedades das lâminas.

O principal parâmetro indicativo na constituição da lâmina é a proporção relativa

entre fibra e resina, sendo mais fácil durante os processos de fabricação o uso e

medição de massas relativas, enquanto os valores teóricos de propriedades utilizadas

em projeto geralmente são calculadas em função de fração volumétrica. [Christoff,

2012]

Sendo 𝑐, 𝑓,𝑚 e 𝑣 os sub índices que representam o compósito, a fibra, a matriz

e os volumes vazios, tem-se para o volume e a massa do compósito através da regra

das misturas.

𝒗𝒄 = 𝒗𝒇 + 𝒗𝒎 + 𝒗𝒗 (2.1)

𝒎𝒄 = 𝒎𝒇 + 𝒎𝒎 (2.2)

Como a razão volumétrica 𝑉 e de massa 𝑀 entre os componentes pode ser expressa

como:

𝑽𝒇 =𝒗𝒇

𝒗𝒄; 𝑽𝒎 =

𝒗𝒎

𝒗𝒄 (2.3)

𝑴𝒇 =𝒎𝒇

𝒎𝒄; 𝑴𝒎 =

𝒎𝒎

𝒎𝒄 (2.4)

A partir da Eq.(2.1) a (2.4), pode-se escrever de maneira genérica uma fórmula que

descreva as propriedades em razão da lei das misturas.

𝑷𝒓𝒐𝒑𝒓𝒊𝒆𝒅𝒂𝒅𝒆𝒄 = 𝑷𝒓𝒐𝒑𝒓𝒊𝒆𝒅𝒂𝒅𝒆𝒇𝑽𝒇 + 𝑷𝒓𝒐𝒑𝒓𝒊𝒆𝒅𝒂𝒅𝒆𝒎𝑽𝒎 (2.5)

Fazendo-se as suposições corretas em relação às forças e tensões aplicadas, a

relação expressa na Eq. (2.5) torna-se válida até mesmo para a estimativa do módulo

de elasticidade longitudinal ou módulo de Young. [Callister, 2008]

Propriedades mecânicas

da fibra e da matriz

Porcentagem de volume

ou massa das fibras no

compósito

Propriedades da lâmina

22

Considera-se que as fibras têm propriedades e diâmetros uniformes, são contínuas,

perfeitamente paralelas e perfeitamente aderidas à resina:

𝑬𝒄 = 𝑬𝒇𝑽𝒇 + 𝑬𝒎𝑽𝒎 (2.6)

Esta equação concorda com resultados experimentais. [Christoff, 2012]

Também se chega a relação para o módulo de elasticidade cisalhante que é a

constante que relaciona a tensão cisalhante e a deformação angular. Através de um

procedimento semelhante ao utilizado anteriormente, pode-se chegar à regra de

mistura para o módulo de elasticidade cisalhante:

𝟏

𝑮𝒄=

𝑽𝒇

𝑮𝒇+

𝑽𝒎

𝑮𝒎 (2.7)

Como para a regra de mistura para o módulo de resistência transversal à tração, esta

equação é bastante imprecisa, sendo indicado o uso das relações de Halpin-Tsai.[

Christoff, 2012]

Que é uma maneira de estimar as propriedades em compósitos, através dos

modelos chamados semi-empíricos. Utilizando equações semi-empiricamente

definidas, com parâmetros ajustados à resultados previamente obtidos

experimentalmente, que são estimadas as propriedades. Vale salientar, que estas

equações possuem também, alguma consistência com a mecânica dos sólidos, por

isso, são chamados “semi-empíricos”, ao invés de simplesmente “empíricos”.

As equações utilizadas são simples e diretamente utilizáveis em projeto, além

de fornecerem predições bastante acuradas. Halpin e Tsai mostraram que a solução

obtida pelo modelo autoconsistente proposto por Hill poderia ser posta

aproximadamente na forma: [Christoff, 2012]

𝑷

𝑷𝒎=

𝟏+𝝃𝜼𝑽𝒇

𝟏−𝝃𝜼𝑽𝒇 (2.8)

Onde 휂 é uma medida do nível de reforço no composto e 𝜉 é o parâmetro a ser

ajustado com valores exatos e é dependente da forma da seção da fibra.

23

2.2.2. Painel Sanduíche

Os painéis sanduíche têm sido utilizados nas mais diversas aplicações onde a

relação rigidez/peso específico e resistência/peso específico são da maior

importância. As primeiras aplicações dos painéis sanduíche estiveram ligadas

sobretudo à indústria aeroespacial, tendo-se, posteriormente, estendido às indústrias

automóvel e naval. Mais recentemente, o campo de aplicação dos painéis tem vindo

a ser alargado, estando a sua ênfase na construção em constante crescimento [Bitzer,

1997].

Painéis sanduíche são materiais que surgiram com a necessidade

de elementos estruturais leves, com elevada rigidez e resistência nas mais diversas

aplicações. Um painel sanduíche é um tipo de material compósito constituído por uma

estrutura de três camadas: duas lâminas finas, rígidas e resistentes de material denso,

separadas por uma camada de um material de baixa densidade (núcleo) e que pode

ser muito menos rígido e resistente do que as lâminas - Figura 12. Os diferentes tipos e

formas estruturais dos painéis sanduíche podem ser obtidos através da combinação

das diferentes formas do material do núcleo. Apesar da grande diversidade de

materiais e configurações já existentes para os painéis sanduíche, estão

constantemente a ser propostos e utilizados novos materiais e novas combinações

de materiais existentes [Bitzer, 1997].

Figura 13- Esquemático de um painel sanduíche [Almeida, 2009].

24

Figura 14– Terminologia do núcleo formato honeycomb. [Bitzer, 1997]

Os painéis sanduíche mais comuns apresentam lâminas planas. No entanto,

podem também apresentar uma superfície não plana, com uma secção transversal

recortada. Isto deve-se ao fato de, durante muito tempo, se considerar, para efeitos

de dimensionamento, que as cargas eram apenas suportadas pela lâmina

recortada. Apenas recentemente se passou a considerar que as cargas são

transmitidas entre as lâminas e o material de núcleo, contribuindo assim o painel, no

seu todo, para a resistência às suas solicitações [Almeida, 2009].

Figura 15- Textura das Lâminas [Almeida, 2009].

Existem, basicamente, dois tipos de núcleos: Homogêneos e não homogêneos.

Suas estruturas podem ser verificadas na Fig. (16).

25

Figura 16 - Tipos de Núcleo de painéis sanduíche [Almeida, 2009]

2.2.2.1. Processo de Fabricação

A fabricação dos painéis depende basicamente da manufatura e junção de três

componentes, as lâminas, o núcleo e o material adesivo.

As lâminas podem ser de diversos materiais diferentes que apresentem relativa

rigidez, os mais utilizados são: ligas de alumínio, plásticos reforçados com fibras,

titânio, aço ou madeira compensada, que conferem alta rigidez e resistência à

estrutura e devem ser espessas o suficiente para resistir as tensões de tração e

compressão resultantes da aplicação das cargas. As lâminas metálicas são

produzidas por meio de laminação a frio, que é um processo de conformação

mecânica onde as chapas metálicas têm uma redução que chega a 90% de sua

espessura inicial. As lâminas de madeira são produzidas a partir da madeira, portanto

têm uma limitação de comprimento [Callister, 2008].

O núcleo possui uma função estrutural fundamental, pois, proporciona um

suporte contínuo para as faces. Além disso, ele deve possuir resistência suficiente ao

cisalhamento para suportar tensões de cisalhamento transversais e também ser

espesso o suficiente para resistir a flambagem do painel. Um dos tipos mais populares

de núcleo é a estrutura em Honeycomb (colmeia), onde finas folhas que foram

moldadas e coladas umas às outras após a cura resultam em forma de células

26

hexagonais interligadas, tendo os seus eixos orientados perpendicularmente aos

planos das faces. Geralmente este tipo de núcleo é fabricado em liga de alumínio ou

aramida [Callister, 2008].

O material adesivo é escolhido de acordo com o tipo de materiais a ligar e com

o processo de fabricação, podendo ser utilizados dois tipos de material para o efeito:

Adesivos de base solvente e Adesivos de dois componentes. O primeiro tipo de

adesivos é constituído por uma base solvente que é aplicada a ambas as superfícies

a unir. Após um curto período de secagem, as superfícies são prensadas em conjunto.

Os materiais adesivos, se adequados, possuem uma boa capacidade de aderência

inicial e o seu tempo de endurecimento pode ser reduzido através da aplicação de

ligeira pressão e temperatura. Este tipo de materiais adesivos tem a vantagem de ser

facilmente manuseável, tendo como desvantagem o fato de a posição das camadas

não poder ser corrigida. O outro tipo de materiais é constituído por adesivos bi

componentes, baseados em resina epóxidica ou poliuretano, sendo misturados no

local da aplicação. Após um determinado período de tempo, os componentes reagem

repentinamente e rapidamente endurecem.

Os materiais adesivos têm uma importância crucial no comportamento do

painel sanduíche. A ligação entre o núcleo e as lâminas não deve ser o elemento mais

fraco do painel, pois os materiais adesivos devem ter propriedades mecânicas tão

boas ou melhores que o material do núcleo. Existem diversos materiais que podem

ser aplicados e que cumprem as exigências de temperatura em serviço e de

resistência ao fogo. No entanto, alguns materiais adesivos libertam gases ou vapores

solventes durante o processo de cura, o que pode interagir com os sistemas de resina

de alguns núcleos não metálicos. A ligação deve, assim, ser verificada para assegurar

que não ocorre redução das propriedades mecânicas devido aos materiais utilizados

[Bitzer, 1997].

As duas formas principais para se unir os componentes e formar o painel

sanduíche são a Autoclave e a prensa. Autoclaves geralmente são utilizadas na

fabricação de perfis curvos enquanto as prensas são utilizadas geralmente em perfis

planos, normalmente os painéis são armazenados em salas com temperatura e

umidade controladas.

27

Para a realização do presente trabalho o painel sanduíche a ser utilizado pode

ser visualizados nas Fig.(18) a (20), e foram fabricados através da colagem intercalada

das lâminas formadoras do núcleo formando o HOBE (honeycomb before expansion

– que é o núcleo antes de passar pelo processo de expansão que o ocorre após a

cura do adesivo) e posterior expansão mecânica conforme mostrado na Fig.(16).

Depois, o núcleo e as faces superior e inferior são colados e curados em ambiente

com pressão e temperaturas controlados (autoclave).

Figura 17– Processo de conformação do núcleo, as lâminas são coladas intercaladas, de forma a

prover uma pilha, e depois são expandidas criando o painel. [Bitzer, 1997]

Figura 18- Vista frontal das amostras do painel sanduíche a ser avaliado – amostra de 200 mm x 70 mm x 40 mm.

28

Figura 19- Vista lateral das amostras do painel sanduíche a ser avaliado – amostra de 200 mm x 70 mm x 40 mm.

Figura 20 - Amostras do painel sanduíche a ser avaliado – amostra de 200 mm x 70 mm x 40 mm.

29

2.2.2.2. Modelo Analítico

Não só o processo de fabricação do painel é importante, o pré-

dimensionamento dos painéis de acordo com as situações a que serão aplicadas é de

fundamental importância, para tal se faz necessário a utilização de um modelo

analítico que permita estimar as propriedades mecânicas e as deformações à que

estarão submetidos estes painéis.

Como os estes compósitos não apresentam propriedades mecânicas únicas,

eles devem ser projetados para o uso particular ao qual estarão sujeitos, antes de dar

início a apresentação das equações que regem a deflexão destes, deve-se apresentar

a nomenclatura padrão dos painéis de acordo com Department of Defense Handbook

(2012), que facilitará a compreensão das equações.

Figura 21– Nomenclatura padrão para os painéis-sanduíche [Bitzer, 1997].

Onde:

𝑏 = largura do painel sanduíche;

𝑑 = espessura total do painel sanduíche;

E = Módulo de elasticidade da face;

𝐸𝑐= Módulo à flexão do núcleo, assume-se sendo igual a zero;

ℎ = distância centro a centro das faces;

𝑡 = espessura das faces;

𝜆 = 1 - 𝜇𝑥𝜇𝑦, onde 𝜇 = coeficiente de Poisson, e sendo 𝑥 e 𝑦 as direções;

𝜏𝑐= tensão de cisalhamento do núcleo;

30

𝜎𝑓= tensão a flexão das faces.

Os termos 1 e 2 se referem às faces superior e inferior respectivamente, como no caso

particular deste trabalho as faces são iguais, portanto pode-se simplificar os cálculos

para a deflexão da viga, que por sua vez é um parâmetro de extrema importância para

o projeto.

Figura 22– Parcelas da deflexão total da viga [Bitzer, 1997].

De forma geral tem-se que a deflexão total é dada pela soma da deflexão devido ao

momento fletor e momento cortante. [Department of Defense Handbook, 2012]

𝚫𝑻 = 𝚫𝒃 + 𝚫𝒔 (2.9)

Onde: Δ𝑇 é a deflexão total, Δ𝑏 é a deflexão devido à flexão e Δ𝑠 é a deflexão devido ao

cisalhamento.

Escrevendo a eq. (2.9) em função das propriedades mecânicas, carregamento

P aplicado e comprimento L da viga:

𝚫𝑻 = 𝑲𝒃𝑷𝑳³

𝑫 + 𝑲𝒔

𝑷𝑳

𝒉𝑮𝒄𝒃 (2.10)

Sendo: 𝐷 a rigidez do painel, 𝐼 o momento de inércia da secção, 𝐺𝑐 o módulo de

cisalhamento do núcleo.

𝐃 = 𝑬𝑰

𝝀 (2.11)

Resolvendo a eq. (2.11) em função dos módulos das faces e momento de inércia

obtêm-se:

𝐃 = 𝑬𝟏𝒕𝟏𝑬𝟐𝒕𝟐𝒉²

𝑬𝟏𝒕𝟏𝝀𝟐+𝑬𝟐𝒕𝟐𝝀𝟏 (2.12)

Porém, como temos as lâminas superior e inferior com as mesmas propriedades e

dimensões a eq. (2.12) fica:

31

𝐃 = 𝑬𝒇𝒕𝒇𝒉²

𝟐𝝀𝒇 (2.13)

Importante notar que para a resolução ainda faltam dois parâmetros constantes 𝑲𝒃 e

𝑲𝒔, os quais estão relacionados à flexão e ao cisalhamento respectivamente, seus

valores encontram-se tabelados em diversas literaturas especializadas como Bitzer

(1997) e Department of Defense Handbook (2012), Será utilizado em sequência no

capítulo 4 valores de 𝑲𝒃 e 𝑲𝒔 relativos a viga bi apoiada com carregamento central.

Figura 23 – Valores tabelados para diversas configurações de vigas e seus respectivos valores de 𝑲𝒃

e 𝑲𝒔 [Bitzer, 1997].

Outra forma que pode ser utilizada para o cálculo da deflexão é a utilização do Método

dos trabalhos virtuais. O método do trabalho virtual é uma alternativa que pode

simplificar a solução de vários casos, além de encontrar aplicações em outras técnicas

mais avançadas como análises por elementos finitos.

32

O trabalho virtual pode ser considerado como o trabalho produzido em uma das duas

situações abaixo relacionadas: [Beer, 2010]

• Trabalho realizado por forças reais durante um deslocamento virtual;

• Trabalho realizado por forças virtuais durante um deslocamento real.

𝚫𝑻 = ∫𝒎𝑴

𝑬𝑰

𝒃

𝒂𝐝𝐱 + ∫

𝒌𝝊𝑽

𝑮𝑨

𝒃

𝒂𝐝𝐱 (2.14)

Em que 𝑚 é o momento virtual, 𝑀 é o momento real, 𝐸 é o módulo, 𝐼 o momento de

inércia, 𝑘 o coeficiente de forma de cisalhamento, 𝜐 o cortante virtual, 𝑉 o cortante real,

𝐺 o módulo de cisalhamento e 𝐴 é a área.

33

3. MÉTODOS DE CARACTERIZAÇÃO

Compósitos estruturais quando utilizados em serviço, podem estar sujeitos a

uma série de carregamentos mecânicos. Os esforços podem ser tanto de natureza

estática como cíclica e estarem relacionados com impactos ou fadiga, que podem

facilitar o surgimento de delaminações por trincas interlaminares [Cândido, 2001].

O comportamento mecânico de um material depende diretamente de sua

resposta à carga ou força à que é submetido. A propriedade que correlaciona a

deformação elástica com a tensão é o módulo elástico, que apresenta diferentes

definições dependendo do tipo de esforço aplicado. Além dos módulos elásticos. Para

se realizar a medição das propriedades mecânicas utilizam-se laboratórios onde se

desenvolvem os experimentos que foram previamente programados, de acordo com

condições regidas por normas. No caso específico dos módulos elásticos, os métodos

empregados podem ser dinâmicos, através de vibrações, ou estáticos, que submetem

o corpo de prova a uma tensão conhecida e simultaneamente aferem a deformação

induzida. Estes ensaios podem ser conduzidos tanto em temperatura ambiente como

em altas temperaturas com ou sem atmosfera controlada. [ATCP Engenharia Física]

“O conhecimento dos módulos elásticos é alvo da atenção de diversos

profissionais (por exemplo, produtores e consumidores de materiais, organizações de

pesquisa, agências governamentais), com necessidades e aplicações distintas.

Consequentemente torna-se necessário que haja uma consistência na maneira

segundo a qual os ensaios são conduzidos e na interpretação de seus resultados.

Essa consistência é obtida mediante o uso de técnicas de ensaio padronizadas”. [atcp]

O estabelecimento e a publicação dessas normas padrão são frequentemente

coordenados por sociedades profissionais. No Brasil a ABNT (Associação Brasileira

de Normas Técnicas) e nos Estados Unidos a ASTM (American Society for Testing

and Materials), entre outras, são responsáveis pela padronização dos ensaios de

materiais. Suas publicações são atualizadas anualmente e uma série de normas está

relacionada à determinação dos módulos elásticos. [ATCP Engenharia Física]

A medição dos módulos elásticos é utilizada em:

Simulações por elementos finitos de tensões mecânicas e deformações.

Controle de qualidade: os módulos elásticos são sensíveis ao processamento

e a microestrutura

Avaliação de dano causado por degradação físico-química do material

34

Avaliação do dano por choque térmico.

Os módulos elásticos podem ser caracterizados por métodos quase-estáticos,

métodos dinâmicos ou por ultra-som. Os métodos quase-estáticos ou isotérmicos são

baseados em ensaios mecânicos usualmente destrutivos, e os dinâmicos ou

adiabáticos, em técnicas de ressonância não destrutivas.

3.1. MÉTODOS QUASE-ESTÁTICOS

Os métodos quase-estáticos são constituídos de ensaios mecânicos

geralmente destrutivos nos quais os corpos de prova ficam usualmente inutilizados

após a realização dos mesmos. Estes consistem na aplicação de uma carga,

lentamente, simultaneamente com a monitoração da deformação induzida.

Para este trabalho o método quase-estático escolhido foi o ensaio de flexão em

3 pontos de acordo com a norma ASTM C 393, o que permite encontrar a deflexão e

os módulo de Elasticidade (Módulo de Young).

Primeiramente, deve-se introduzir alguns conceito de curva tensão-deformação

que serão apresentados na seção seguinte. Tensão corresponde a uma força ou

carga, por unidade de área, aplicada sobre um material, e deformação é a mudança

nas dimensões, por unidade da dimensão original. No caso dos métodos estáticos, a

carga, que pode ser estática ou se alterar de maneira relativamente lenta ao longo do

tempo, é aplicada uniformemente sobre uma seção reta ou superfície de um corpo, e

a deformação é medida e relacionada ao módulo elástico que pode ser o módulo de

Young ou cisalhamento dependendo do tipo de ensaio. Para tal, há três maneiras

principais segundo as quais uma carga pode ser aplicada: tração e compressão para

a determinação do módulo de Young e cisalhamento ou torcional para o módulo de

cisalhamento; sendo mais comuns os ensaios sob tração. Neles o corpo de prova é

deformado com carga de tração que é aplicada uniaxialmente, paralelamente ao eixo

mais longo do corpo de prova. Estes ensaios são comumente conduzidos para metais,

à temperatura ambiente, pela facilidade de se prender o corpo de prova nos

acessórios da máquina de ensaio. [ATCP Engenharia Física]

Os principais ensaios mecânicos destrutivos na caracterização mecânica de

materiais são tração, compressão e cisalhamento, esquematizados na Fig. (23):

35

Figura 24- Esquema dos principais ensaios de caracterização mecânica, com esforços de (a) tração,

(b) compressão e (c) cisalhamento [Schackelford, 2008].

Cada tipo de ensaio exige corpos de prova de dimensões bem definidas,

inclusive com tolerâncias bem estabelecidas.

3.1.1. Ensaio de tração

O ensaio estático de tração é um dos testes mais comuns utilizados para avaliar

materiais. Em sua forma mais simples, o teste de tração consiste em fixar os extremos

opostos de um corpo-de-prova a uma estrutura de carga de uma máquina de teste.

Em seguida, uma força de tração é aplicada pela máquina, resultando em uma

deformação gradual e eventual fratura do corpo-de-prova. Durante esse processo,

dados de deformação e força são obtidos, sendo medidas quantitativas de quanto o

material se deforma sob a aplicação de força. Quando realizado adequadamente, o

teste de tração resulta em dados de tensão – deformação, que podem quantificar

propriedades mecânicas importantes de um material, como por exemplo, o módulo de

elasticidade (E) e o coeficiente de Poisson (𝜈). Essas características do teste de tração

são usadas para o controle de especificações técnicas e de requisitos de qualidade

de projetos e de produção, para avaliar o desempenho de materiais estruturais e para

apoiar o desenvolvimento de processos e produtos [Schackelford, 2008].

Durante ensaios de tração, a força aplicada no corpo-de-prova e a deformação

da peça são medidas simultaneamente. O ensaio de tração longitudinal apresenta

uma maior concentração de esforços nas fibras de reforço, que estão alinhadas no

sentido de carregamento da máquina. Com a aplicação da carga, as deformações que

36

ocorrem no corpo-de-prova são uniformemente distribuídas, pelo menos até atingir a

carga máxima permitindo medir satisfatoriamente a resistência do laminado. A força

aplicada é medida pela máquina e a deformação pode ser medida com um

extensômetro. Para calcular os valores de tensão utiliza-se a Eq. (3.1) [Beer, 2010].

𝝈 = 𝑭

𝑨 (3.1)

Onde 𝜎 é a resistência a tração (MPa), 𝐹 a força medida em (N) e a A a área

da seção transversal (mm²).

Para se calcular os valores de deformação 휀 utiliza-se a Eq. (3.2) ou

multiplicando-se o valor por 100 no caso de haver interesse pelo valor percentual da

deformação.

𝜺 = ∆𝑳

𝑳𝟎 (3.2)

Onde 휀 é a deformação na direção do esforço axial (%), ∆𝐿 a elongação (mm)

e 𝐿0 o comprimento inicial da amostra (mm).

Com o intuito de se calcular o módulo de elasticidade tem-se as Eq. (3.3) e Eq.

(3.4).

𝝈 = 𝑬. 𝜺 (3.3)

Onde 𝐸 é o módulo de elasticidade (GPa), ou:

𝑬 =𝝈𝟏−𝝈𝟐

𝜺𝟏−𝜺𝟐 (3.4)

Tendo que 𝜎1𝑒 𝜎2 são valores de tensões para valores pré-determinados de

휀1 𝑒 휀2.

Por sua vez o coeficiente de Poisson (𝜇) é calculado pela Eq. (3.5).

𝝁 = −𝜺𝒏

𝜺 (3.5)

Em que 휀𝑛 é a deformação transversal do corpo de prova.

37

A Figura (24) mostra uma curva típica de tensão versus deformação obtida em

um ensaio de tração de um compósito e, separadamente, da fibra (reforço) e da matriz.

[Schackelford, 2008; Callister, 2008]

A análise desta figura mostra duas regiões distintas nas curvas. A primeira

refere-se à região de deformação elástica, onde a inclinação da curva fornece o

módulo de elasticidade do material e a segunda região é indicativa de deformação

plástica.

Figura 25 - Curva típica de ensaio de tração para compósitos [Callister, 2008].

Outra relação que pode ser verificada é o módulo de cisalhamento conforme

descrito na equação abaixo.

𝑮 =𝝉

𝒚 (3.6)

Em que:

𝐺= Módulo de cisalhamento (Pa).

𝜏 = Tensão cisalhante (Pa).

𝑦 = Deformação elástica de cisalhamento do corpo de prova (adimensional).

A tensão de cisalhamento relaciona-se com uma força aplicada paralelamente

a uma superfície, com o objetivo de causar o deslizamento entre planos paralelos.

38

As normas ASTM a ser utilizada estabelecem as condições para determinação

das propriedades do compósito laminado. O laminado deve ser balanceado e

simétrico na direção da força aplicada durante a realização do teste. O teste de ensaio

à tração permite calcular: a tensão de ruptura, a deformação total até à ruptura, o

módulo de elasticidade e o coeficiente de Poisson.

3.1.2. Ensaio de flexão em três pontos - ASTM C 393

O ensaio ASTM C 393 (Standard Test Method for Core Shear Properties of

Sandwich Construction by Beam Flexure).

Neste ensaio os corpos de prova, em formato de barras, são apoiados nas

extremidades e uma força é aplicada no centro, submetendo-os à esforços de tração

e compressão.

Figura 26 - Ensaio a flexão de 3 pontos [MSPC].

Também pode-se realizar ensaio de cisalhamento em três pontos “short beam”

também conhecido como ILSS, é recomendado para avaliação e controle da

qualidade dos materiais, por ser rápido na avaliação das condições de processamento

dos compósitos. [Costa] O dispositivo de ensaio utiliza o sistema de fixação do ensaio

de flexão de 3 pontos, sendo a carga aplicada por um cilindro superior.

39

A flexão é o esforço que se caracteriza por induzir numa peça tensões de

compressão numa parte de uma secção transversal e tensões de tração na parte

restante. [Costa] [Ventura,2006]

A norma estabelece que o laminado e painéis sanduíche são balanceados,

simétricos e é aplicada a força em três pontos. Este teste é usado normalmente para

verificar o tipo de danos que o laminado apresenta após a sua fabricação e para a

comparação entre laminados em que as falhas ocorrem na utilização de forma similar.

Os dados a obter com este ensaio são a resistência à flexão e a deformação.

Figura 27 - Ensaio a flexão de 3 pontos [Norma ASTM C 393].

Figura 28 - Ensaio a flexão de 3 pontos – Esquema estático e dimensões [Norma ASTM C 393].

De acordo com as norma encontram-se as formulações analíticas utilizadas

para o cálculo das propriedades mecânicas que foram propostos por [Allen,1969].

Tensão de cisalhamento no núcleo:

𝝉 = 𝑷

(𝒅+𝒄)𝒃 (3.7)

40

Onde 𝑷 é o carregamento, 𝒅 é a espessura do painel, 𝒄 a espessura do núcleo e 𝒃 a

largura do painel.

𝚫 = 𝑷𝑳³

𝟒𝟖𝑫 +

𝑷𝑳

𝟒𝑼 (3.8)

Sendo: 𝐷 a rigidez à flexão do painel, 𝑈 a rigidez ao cisalhamento e L o comprimento

da viga.

Por sua vez a rigidez à flexão do painel e a rigidez ao cisalhamento:

𝐃 = 𝑬𝒇(𝐝

𝟑−𝐜³)𝐛

𝟏𝟐 (3.9)

Onde 𝐸𝑓 é o módulo da face, e 𝐺 é o módulo de cisalhamento.

𝐔 = 𝐆(𝐝+𝐜)²𝐛

𝟒𝐜 (3.10)

3.2. MÉTODOS DINÂMICOS

Os métodos dinâmicos permitem obter informações tanto quantitativas (módulos

elásticos) quanto qualitativas sobre a integridade de um componente mecânico, além

do controle de suas propriedades, como mudanças de fase.

Porém de forma não destrutiva, ou seja corpo de prova não fica inutilizado após o

ensaio e pode ser empregado em sua função normalmente ou ensaiado muitas outras

vezes. [ATCP Engenharia Física]

Ensaios Não Destrutivos (NDT – Nondestructive testing) são técnicas utilizadas

na inspeção de materiais e equipamentos sem danificá-los, sendo executadas nas

etapas de fabricação, construção, montagem e manutenção. Os NDT estão entre as

principais ferramentas do controle da qualidade de materiais e produtos e são

amplamente utilizados nos setores de petróleo/petroquímico, químico, aeroespacial,

siderúrgico, naval e eletromecânico. Os NDT incluem métodos capazes de proporcionar

informações a respeito do teor de defeitos de um determinado produto, das

características tecnológicas de um material, ou ainda, da monitoração da degradação

em serviço de componentes, equipamentos e estruturas, porém causando danos

imperceptíveis ou nulos. Existem várias técnicas de NDT a serem utilizadas como

emissão acústica, ultrassom, partículas magnéticas, líquido penetrante, radiografia e

ensaios por correntes de Foucault (correntes parasitas). Para o presente texto utilizar-

41

se-á técnica de emissão acústica realizada através da utilização do software

Sonelastic®.

Tecnicamente, o Software Sonelastic® consiste em um analisador de vibrações

transitórias, das quais são extraídas as frequências e a respectiva taxa de atenuação

para a realização do cálculo do amortecimento. Na aplicação a que se destina, o

software identifica quais são as frequências de vibração e os respectivos

amortecimentos mediante o processamento da resposta acústica do corpo de prova,

resposta induzida por uma excitação mecânica por impulso (uma leve “pancada” na

superfície do corpo de prova). Para desempenhar tal tarefa, o Software Sonelastic®

possui um sistema de programação computacional avançado e faz uso de ferramentas

matemáticas nos cálculos dos módulos de elasticidade e amortecimento, em acordo

com a Norma ASTM E-1876. [ATCP - Manual Soneslastic].

No método de excitação por impulso, o corpo de prova sofre um impacto de curta

duração e responde com vibrações em suas frequências naturais de vibração de acordo

com as condições de contorno impostas. A figura abaixo mostra um esquema básico

do posicionamento da amostra para medida das frequências de ressonância flexional

e torcional para este método. O pulsador é o equipamento que aplica o impacto no

corpo de prova para gerar as vibrações mecânicas, sem danificá-lo; e o transdutor o

que capta a resposta acústica e a transforma em sinal elétrico de maneira que

possamos ler as frequências de ressonância. [ATCP Engenharia Física]

Figura 29 – Esquema básico de posicionamento da amostra utilizando o método de excitação por impulso [ATCP Engenharia Física].

Basicamente o princípio dos métodos dinâmicos consiste em se obter os

módulos elásticos a partir das frequências naturais de vibração do corpo de prova.

42

Por sua vez juntamente com as dimensões estas frequências apresentam uma

relação unívoca com os módulos elásticos

Para se obter tais frequências são empregados três modos de vibração,

longitudinal, flexional ou transversal e torcional. Os dois primeiros permitem o cálculo

do módulo de Young e o último possibilita a determinação do módulo de cisalhamento

e a razão de Poisson.

Do ponto de vista experimental, a metodologia pode ser separada em duas

partes: a primeira consiste na excitação, detecção e obtenção das frequências de

ressonância, e a segunda, no emprego de relações matemáticas e dos procedimentos

computacionais, para obtenção dos módulos elásticos a partir das frequências de

ressonância. [ATCP - Manual Sonelastic]

3.2.1 Sistema Oscilatório Simples

O modelo básico de vibração de um sistema oscilatório simples consiste em

um corpo com uma determinada massa, uma mola com massa desprezível

comparada à massa do corpo e um amortecedor, conforme é mostrado na Figura 7.

A relação força-alongamento (ou contração) sofrida pelo conjunto massa-mola é

considerada linear e pode ser descrita pela Lei de Hooke:

𝑭 = 𝒌𝒙 (3.11)

Em que 𝒌 é a rigidez da mola e 𝑥 é o deslocamento da posição de equilíbrio estático

sofrido pela massa.

O amortecimento viscoso é descrito por uma força proporcional à velocidade,

em que 𝒗 é a velocidade de deslocamento e 𝑐 é o coeficiente de amortecimento.

𝑭 = 𝒄𝒗 (3.12)

43

Figura 30 – Modelo oscilador harmônico amortecido [ATCP Engenharia Física].

𝒎𝒅²𝒙

𝒅𝒕²+ 𝒄

𝒅𝒙

𝒅𝒕+ 𝒌𝒙 = 𝟎 (3.13)

Ou

𝒎�̈� + 𝒄�̇� + 𝒌𝒙 = 𝟎 (3.14)

Onde 𝑚 é a massa oscilante; �̈�, �̇� 𝑒 𝑥 representam a aceleração, velocidade e

deslocamento respectivamente.

Para frequência natural de vibração (ou frequência de ressonância) 𝜔0 e 휁 o

amortecimento tem-se: [Clough e Penzien, 1975]:

𝝎𝟎 = √𝒌

𝒎 (3.15)

𝜻 = 𝒄

𝟐√𝒌𝒎 (3.16)

Reescrevendo a eq. (3.13) em função das eq. (3.15) e (3.16):

𝒅²𝒙

𝒅𝒕²+ 𝟐𝜻𝝎𝟎

𝒅𝒙

𝒅𝒕+ 𝝎𝟎²𝒙 = 𝟎 (3.17)

Através das frequências naturais de ressonância e utilizando modelos

matemáticos para uma barra de secção retangular excitada em flexão ou torção, que

estão descritos a seguir, segundo a norma ASTM E-1876. [ ATCP –Manual Sonelastic]

- Módulo de Young (vibração flexional)

𝑬 = 𝟎, 𝟗𝟒𝟔𝟓(𝒎𝒇𝒇

𝟐

𝒃)(

𝑳³

𝒕³)𝑻𝟏 (3.18)

44

Em que 𝑚 é a massa da barra, 𝐿 o comprimento, 𝑏 a largura e 𝑡 a altura da barra, 𝑓𝑓

a frequência de ressonância fundamental flexional e 𝑇1é um fator de correção para o

modo fundamental flexional dado por:

𝑻𝟏 = 𝟏 + 𝟔, 𝟓𝟖𝟓 (𝟏 + 𝟎, 𝟕𝟓𝟐𝝁 + 𝟎, 𝟖𝟏𝟎𝟗𝝁𝟐) (𝒕

𝑳)𝟐

− 𝟎, 𝟖𝟔𝟖 (𝒕

𝑳)𝟒

−

[𝟖,𝟑𝟒𝟎(𝟏+𝟎,𝟐𝟎𝟐𝟑𝝁+𝟐,𝟏𝟕𝟑𝝁²)(

𝒕

𝑳)𝟒

𝟏+𝟔,𝟑𝟑𝟖 (𝟏+𝟎,𝟏𝟒𝟎𝟖𝝁+𝟏,𝟓𝟑𝟔𝝁²)(𝒕

𝑳)𝟐] (3.19)

Sendo 𝜇, assim como anteriormente citado, o coeficiente de Poisson.

- Módulo de Cisalhamento (vibração torcional)

𝑮 = 𝟒𝑳𝒎𝒇𝒇²

𝒃𝒕R (3.20)

Sendo 𝐺 o módulo de cisalhamento e R um fator dependente da relação entre a

largura e a altura da amostra. [Pickett, 1945]

𝑹 =

[

𝟏+(𝒃

𝒕)²

𝟒−𝟐,𝟓𝟐𝟏𝒕

𝒃(𝟏

𝟏,𝟗𝟗𝟏

𝒆𝝅𝒃𝒕+𝟏

)

]

[𝟏 +𝟎,𝟎𝟎𝟖𝟓𝟏𝒏²𝒃²

𝑳²] − 𝟎, 𝟎𝟔𝟎 (

𝒏𝒃

𝑳)

𝟑

𝟐(𝒃

𝒕− 𝟏) ² (3.21)

Uma das principais funções do Sonelastic® é a capacidade de estimar o

amortecimento de um material. O amortecimento, ou atrito interno, é uma das

propriedades mais sensíveis de materiais e estruturas, tanto em escala macro quanto

microscópica, sendo particularmente sensível à presença de trincas e micro-trincas. É

o fenômeno pelo qual a energia mecânica de um sistema é dissipada (principalmente

pela geração de calor e/ou energia). O amortecimento determina a amplitude de

vibração na ressonância e o tempo de persistência da vibração depois de cessada a

excitação. [Lazan, 1968]

O amortecimento de um sistema ou material pode ser classificado de três formas

principais:interno, estrutural e fluídico. O interno está associado aos defeitos na

microestrutura, granularidade e impurezas do material e a efeitos termoelásticos

causados por gradientes locais de temperatura. Já o estrutural está associado a perdas

de energia por atrito em juntas, parafusos e articulações semi-rígidas. Por último, o

fluídico ocorre por resistência ao arraste em meio fluídico, por exemplo, a conversão de

45

energia cinética de um pêndulo em energia térmica para o ar. [ ATCP Engenharia

Física]

A caracterização do sistema é importante para entender como a energia

mecânica é dissipada e sua dependência com a velocidade e com a amplitude de

vibração. Um modelo de amortecimento deve ser escolhido para representar essa

dissipação de energia mecânica e permitir o cálculo de parâmetros comparativos de

amortecimento.

Reescrevendo a Eq. (3.17) da forma abaixo:

�̈� + 𝟐𝜻𝝎𝟎�̇� + 𝝎𝟎²𝒙 = 𝟎 (3.22)

Assumindo a solução [Thorby, 2008]

𝒙 = 𝒆𝜸𝒕 (3.23)

Encontra-se 𝛾 descrito por:

𝜸 = 𝝎𝟎 (−𝜻 ± √𝜻𝟐 − 𝟏) (3.24)

Sendo assim, nota-se que o comportamento descrito pela equação acima depende da

solução de 𝛾:

𝜻 > 𝟏: Caso superamortecido – duas soluções reais.

𝜻 = 𝟏: Caso criticamente amortecido – uma solução real.

𝟎 ≤ 𝜻 < 𝟏: Caso sub-amortecido – duas soluções complexas.

Porém, neste texto o interesse reside no caso sub-amortecido, pois este representa um

sistema oscilatório, que é o interesse da avaliação do Sonelastic®.

46

Figura 31 – Ilustração dos fatores de amortecimento. [ATCP Engenharia Física]

Para a solução em que 0 ≤ 휁 < 1, caso sub-amortecido, pode-se equacionar:

𝒙 (𝒕) = 𝑨𝟎𝒆−𝜻𝝎𝟎𝒕𝐜𝐨𝐬 (𝝎𝐝𝒕 + 𝝋) (3.25)

Donde, 𝐴0 é a amplitude inicial de vibração, 𝜑 é a fase inicial da vibração e 𝜔𝑑 é a

frequência natural amortecida, descrita por:

𝝎𝐝 = 𝝎𝟎√𝟏 − 𝜻² (3.26)

Este modelo é conhecido como sistema linear amortecido com um grau de liberdade. O software Sonelastic® deve então determinar o amortecimento, para isto

existem diversos métodos que são dependentes da faixa de amortecimento e

frequência de vibração, aqui será apresentado o método do decremento logarítmico.

O decremento logarítmico, é obtido devido à razão entre duas amplitudes sucessivas

de sinal, como o nome do método diz, está relacionado com a redução do movimento

após o impulso, conforme mostra a figura abaixo.

47

Figura 32 – Resposta ao impulso para um oscilador simples [ATCP Engenharia Física].

𝒚(𝒕) = 𝒚𝒆−𝜻𝝎𝟎𝒕𝐬𝐢𝐧(𝝎𝐝𝒕) (3.27) Vê-se que esta equação é análoga à Eq.(3.25), em termos de tempo de decaimento

podemos reescrevê-la como:

𝒚𝒏

𝒚= 𝐞𝐱𝐩(−𝜻

𝝎𝟎

𝝎𝐝𝟐𝝅𝒓) , 𝒏 = 𝟏, 𝟐,… (3.28)

Sendo 𝑦 correspondente a um ponto no decaimento da função com magnitude igual

a 𝐴, e que 𝑦𝑛 corresponde ao pico, 𝑟 ciclos depois, com a magnitude 𝐴𝑛, utilizando –

se ainda a Eq, (3.26), obtém-se então o decremento logarítmico 𝛿.

𝜹 = 𝟏

𝒏𝐥𝐧 (

𝑨

𝑨𝒏) =

𝟐𝝅𝜻

√𝟏−𝜻² (3.29)

E em termos de amortecimento 휁:

𝜻 = 𝟏

√𝟏+(𝟐𝝅

𝜹)²

(3.30)

Por conseguinte temos que o conhecimento acerca do amortecimento dos materiais

é fundamental para diversas aplicações tecnológicas, e o sistema Sonelastic® pode

auxiliar na determinação destes valores.

48

4. Ensaios e Resultados

4.1. MODELAGEM VIGA I

A fim de se validar os resultados que seriam obtidos através dos ensaios

mecânicos destrutivos e não destrutivos que seriam realizados, buscou-se

primeiramente analisar os valores esperados que se apresentariam através da

resolução das equações analíticas apresentadas no capítulo 2 deste trabalho.

Esta modelagem foi feita para as amostras de painel-sanduíche. O primeiro

passo é a apresentação das propriedades individuais dos componentes deste

compósito, lâminas e núcleo, posteriormente foram tomadas todas as medidas dos

corpos de prova.

4.1.1. Especificação Honeycomb e placas:

Foram utilizados 4 dimensões de amostra em relação a altura total 𝑑 dos corpos

de prova, 10 mm. 15 mm, 30 mm e 40 mm:

Painel espessura 10 mm

Face sheet – Al 2024 T3 – 0,3 mm (0,012”)

Honeycomb CRIII – Al 5056 – 1/4” – 0,001P (10P) – 9,4 mm

Painel espessura 15 mm

Face sheet – Al 2024 T3 – 0,3 mm (0,012”)

Honeycomb CRIII– Al 5056 – 1/4” – 0,001P (10P) – 14,4 mm

Painel espessura 30 mm

Face sheet – Al 2024 T3 – 0,3 mm (0,012”)

Honeycomb CRIII– Al 5056 – 1/4” – 0,001P (10P) – 29,4 mm

Painel espessura 40 mm

Face sheet – Al 2024 T3 – 0,6 mm

Honeycomb CRIII– Al 5056 – 1/4” – 0,001P (10P) – 38,8 mm

49

Figura 33 – Tabela de propriedades para o honeycomb utilizado [Hexweb].

Tabela 4 – Propriedades mecânicas dos componentes da amostra.

Parâmetros 2024 T3 5056 H191

Densidade, g/cm3 2.78 2.64

Resistência a tração, MPa 483 450

Limite de escoamento, MPa 345 435

Módulo de elasticidade, GPa 73.1 72

Razão de Poisson 0.33 0.33

50

Tabela 5 – Dimensões (Orientação, Massa, Espessura, Comprimento e Largura) do painel-sanduíche 10 mm.

Peças Direção Massa [g] Esp.[mm] Comp.[mm] Larg.[mm]

1.10 L 19.0 9.90 199.65 39.77

2.10 W 18.0 9.93 199.55 39.73

3.10 L 18.0 9.93 200.00 39.78

4.10 W 18.3 9.93 199.90 39.78

5.10 L 19.3 9.93 199.55 39.82

6.10 W 19.0 9.88 199.90 39.80

7.10 L 20.0 9.93 199.95 39.47

8.10 W 19.7 9.88 199.80 39.73

9.10 W 19.0 9.87 199.75 39.78

10.10 L 19.0 9.87 200.05 39.75

Tabela 6 – Dimensões (Orientação, Massa, Espessura, Comprimento e Largura) do painel-sanduíche

15 mm.

Peças Direção Massa[g] Esp.[mm] Comp.[mm] Larg.[mm]

1.15 L 23.3 14.83 199.75 1.15

2.15 W 23.0 14.87 199.95 2.15

3.15 L 23.3 14.90 200.20 3.15

4.15 W 23.0 14.80 199.95 4.15

5.15 L 23.3 14.90 200.35 5.15

6.15 W 23.3 14.90 200.15 6.15

7.15 L 23.3 14.90 199.88 7.15

8.15 W 23.3 14.90 199.80 8.15

9.15 W 23.7 14.88 199.65 9.15

10.15 L 23.0 14.93 199.78 10.15

51

Tabela 7 – Dimensões (Orientação, Massa, Espessura, Comprimento e Largura) do painel-sanduíche 30 mm.

Peças Direção Massa[g] Esp.[mm] Comp.[mm] Larg.[mm]

1.30 L 37.7 30.00 200.00 59.80

2.30 W 38.3 30.00 200.20 59.80

3.30 L 38.3 30.00 200.10 59.75

4.30 W 38.0 29.90 200.10 59.65

5.30 L 40.0 29.95 200.00 59.80

6.30 L 38.0 30.00 200.00 59.80

7.30 W 38.0 30.10 199.70 59.75

8.30 L 38.7 30.00 200.30 59.80

9.30 W 38.0 29.90 199.90 59.65

10.30 W 38.7 29.90 200.00 59.65

Tabela 8 – Dimensões (Orientação, Massa, Espessura, Comprimento e Largura) do painel-sanduíche

40 mm.

Peças Direção Massa[g] Esp.[mm] Comp.[mm] Larg.[mm]

1.40 W 83.0 40.00 199.90 74.70

2.40 L 83.3 40.00 199.85 74.60

3.40 W 86.0 40.00 199.80 74.55

4.40 W 86.0 40.00 199.40 74.65

5.40 W 85.0 40.00 199.65 74.70

6.40 W 84.7 40.00 199.75 74.65

7.40 L 82.7 40.00 199.60 74.90

8.40 L 82.7 40.05 199.75 74.60

9.40 L 84.7 40.00 199.65 74.40

10.40 L 85.3 40.00 199.90 74.70

52

4.1.2 Cálculo da deflexão – Modelagem Analítica

Tendo em vista as equações (2.1) a (2.5) que descrevem a deflexão da viga de

forma analítica de acordo com [Bitzer e manual militar] utilizou-se o software Excel®,

de forma a automatizar os cálculos realizando a substituição dos valores nas

formulações obtendo-se os valores para a deformação e módulos. Os valores das

propriedades dos elementos podem ser encontrados na Fig. (33) e em [Alcoa]. Foram

aplicados um momento de 18,75 Nm e um cortante de 250 N.

Tabela 9 – Deslocamentos painel 10 mm.

Peças Direção Kb Ks delta [mm]

1.10 L 0,02083 0,25 0,98

2.10 W 0,02083 0,25 1,23

3.10 L 0,02083 0,25 0,98

4.10 W 0,02083 0,25 1,23

5.10 L 0,02083 0,25 0,98

6.10 W 0,02083 0,25 1,23

7.10 L 0,02083 0,25 0,98

8.10 W 0,02083 0,25 1,23

9.10 W 0,02083 0,25 1,23

10.10 L 0,02083 0,25 0,98

Tabela 10 – Deslocamentos painel 15 mm.

Peças Direção Kb Ks delta [mm]

1.15 L 0,02083 0,25 0,48

2.15 W 0,02083 0,25 0,64

3.15 L 0,02083 0,25 0,48

4.15 W 0,02083 0,25 0,64

5.15 L 0,02083 0,25 0,48

6.15 W 0,02083 0,25 0,64

7.15 L 0,02083 0,25 0,48

8.15 W 0,02083 0,25 0,64

9.15 W 0,02083 0,25 0,64

10.15 L 0,02083 0,25 0,48

53

Tabela 11– Deslocamentos painel 30 mm.

Peças Direção Kb Ks delta [mm]

1.30 L 0,02083 0,25 0,15

2.30 W 0,02083 0,25 0,23

3.30 L 0,02083 0,25 0,15

4.30 W 0,02083 0,25 0,23

5.30 L 0,02083 0,25 0,15

6.30 L 0,02083 0,25 0,15

7.30 W 0,02083 0,25 0,23

8.30 L 0,02083 0,25 0,15

9.30 W 0,02083 0,25 0,23

10.30 W 0,02083 0,25 0,23

Tabela 12– Deslocamentos painel 40 mm.

Peças Direção Kb Ks delta [mm]

1.40 W 0,02083 0,25 0,14

2.40 L 0,02083 0,25 0,08

3.40 W 0,02083 0,25 0,14

4.40 W 0,02083 0,25 0,14

5.40 W 0,02083 0,25 0,14

6.40 W 0,02083 0,25 0,14

7.40 L 0,02083 0,25 0,08

8.40 L 0,02083 0,25 0,08

9.40 L 0,02083 0,25 0,08

10.40 L 0,02083 0,25 0,08

4.2. ENSAIO UTILIZANDO-SE SONELASTIC®

A análise utilizando o software Sonelastic®, foi realizada com a seguinte

dinâmica, primeiramente se separou as amostras 10 para cada espessura (10 mm,

15mm, 30mm e 40mm) a serem analisadas, estipulou-se o número de 5 testes para

cada amostra.

O sistemas Sonelastic® é composto basicamente por:

Suporte Mecânico, com ajustes para diferentes geometrias de corpos de prova

(barras, cilindro, placa, discos e anéis);

54

Sistema de excitação por impacto Sonelastic IED;

Captador Acústico para a aquisição da resposta acústica emitida.

Software Sonelastic que é o responsável pelo processamento dos valores de

frequência captadas e com base nestes valores e equações pré-programadas

estimar as propriedades mecânicas das amostras.

Computador com capacidade de processamento suficiente.

As soluções Sonelastic® são adequadas para ambientes industriais e

laboratoriais. A faixa de frequência mensurável vai aproximadamente de 100 Hz a 100

kHz, dependendo do captador acústico e da versão utilizada, o que permite a

caracterização de qualquer material rígido. [ATCP - Manual Sonelastic]

Figura 34– Componentes básicos do Sonelastic®, Computador com o software, suporte, microfone captador e sistema de excitação por impacto. [ATCP - Manual Sonelastic]

O procedimento de ensaio consiste em basicamente 5 passos, Inicialização do

Software, Posicionamento da amostra referência no suporte, teste da amostra de

referência (foi utilizado um cilindro de alumínio com propriedades bem definidas no

intuito de se verificar a plausibilidade dos valores obtidos), análise dos resultados

fornecidos pelo software e por fim a exportação dos valores obtidos.

55

Figura 35 – Cilindro de alumínio utilizado para se aferir a calibração do sistema.

4.2.1. Ensaio Painel-Sanduíche

Para o ensaio dos corpos de prova se procedeu a mesma maneira, como citada

anteriormente. No presente texto visando-se condensar os resultados foram

escolhidas apenas 4 amostras a 01 e 02 de 10 mm e as amostras 01 e 02 de 15 mm

à serem apresentadas neste trabalho, no intuito de representar através desta amostra

um comportamento geral das amostras, e como base nestas serão feitas as análises

e comparação de resultados.

Primeiramente se inseriu os dados relativos às amostras, ou seja, suas

dimensões, e após isto deu-se início realizando-se 5 tomadas de valores para cada

amostra. Como mostrado na imagem abaixo que exibe uma das imagens da tela

durante o ensaio da amostra.

56

Figura 36 – Imagem da tela do programa, onde se insere as dimensões e pode-se visualizar o sinal acústico da emissão.

Já com os dados inseridos dá-se início aos testes, a amostra é colocada

conforme mostram as imagens abaixo.

Figura 37 – Corpo de prova posicionado sobre o suporte.

57

Figura 38 – Corpo de prova posicionado e sistema de excitação e captação sonora.

Como resultados dos ensaios temos as telas mostradas abaixo, onde os pontos

vermelhos mostram a primeira frequência natural de vibração, e as diversas outras

que são utilizadas juntamente com as formulações apresentadas no capítulo 3 para

se obter os valore dos módulos e de amortecimento.

Figura 39 – Tela de resultados com as frequências obtidas.

58

Figura 40 – Tela de resultados com as frequências obtidas e curva de amortecimento.

A Fig. (40) abaixo mostra o espectrograma em 3D que mostra um comportamento

bastante interessante no que diz respeito ao amortecimento do painel-sanduíche,

onde se nota um degrau para a frequência de cerca de 18 kHz, o que indica o

momento em que ocorre a mudança de fase, lâminas para o núcleo.

Figura 41 – Espectrograma 3D do amortecimento para o painel sanduíche

59

Como resultados serão apresentados abaixo.

Tabela 13 – Valores obtidos através do Sonelastic® para quatro amostras em específico.

Peças Direção E [GPa] G [GPa] P [N] I [m4] L [m] delta [mm]

Er. delta [mm]

1.10 L 10,76 3,81 400 3,22E-09 0,15 0,81 0,04

2.10 W 9,36 3,75 400 3,25E-09 0,15 0,92 0,06

1.15 L 6,27 1,71 400 1,09E-08 0,15 0,41 0,02

2.15 W 7 2,16 400 1,09E-08 0.150 0,37 0,02

4.2.2. Ensaio GLARE

Para o ensaio dos corpos de prova do GLARE procedeu-se exatamente da

mesma maneira como foi executado para os painéis sanduíche, porém no entanto não

foi efetuada a aproximação analítica do método da viga em I. Novamente visando-se

condensar os resultados foram escolhidas apenas 1 amostra para representar as telas

durante a execução, no intuito de representar através desta amostra um

comportamento geral das amostras, e como base nestas serão feitas as análises e

comparação de resultados.

Tabela 14 – Dimensões GLARE.

Peças Massa (g)

Mas. erro

Comprimento (mm)

Comp.Erro Largura (mm)

Larg. Erro

Espessura (mm)

Esp. Erro

CP1 SD1 (B)

29,0067 0,001 99,8 0,025 100,2 0,025 1,15 0,025

CP2 SD1 (C)

29,9517 0,001 99,6 0,025 99,6 0,025 1,1 0,025

CP2 SD2 (A)

28,8367 0,001 99,6 0,025 99,4 0,025 1,2 0,025

CP3 SD1 (B)

31,9351 0,001 99,6 0,025 99,6 0,025 1,25 0,025

CP3 SD2 (C)

31,8177 0,001 100 0,025 102 0,025 1,25 0,025

CP5 SD1 31,9806 0,001 99,4 0,025 99,4 0,025 1,3 0,025

CP5 SD2 31,8353 0,001 99,4 0,025 99,4 0,025 1,35 0,025

CP5 SD3 (A)

31,5997 0,001 102 0,025 101,6 0,025 1,25 0,025

CP5 SD4 (C)

31,7401 0,001 99,6 0,025 99,6 0,025 1,25 0,025

CP5 SD5 31,7598 0,001 99,6 0,025 99,4 0,025 1,3 0,025

CP5 SD6 (B)

34,0422 0,001 99,4 0,025 99,2 0,025 1,4 0,025

60

Primeiramente se inseriu os dados relativos às amostras, ou seja, suas

dimensões, e após isto deu-se início realizando-se 5 tomadas de valores para cada

amostra. Como mostrado na imagem abaixo que exibe uma das imagens da tela

durante o ensaio da amostra.

Figura 42 – Imagem da tela do programa, onde se insere as dimensões e pode-se visualizar o sinal acústico da emissão.

Já com os dados inseridos dá-se início aos testes, a amostra é colocada

conforme mostram as imagens abaixo.

Figura 43 – Corpo de prova posicionado sobre o suporte.

61

Figura 44 – Tela de resultados com as frequências obtidas e curva de amortecimento.

A Fig. (45) abaixo mostra o espectrograma em 3D no que diz respeito ao

amortecimento do GLARE, onde se nota um degrau para a frequência de cerca de 10

kHz, o que indica o momento em que ocorre a mudança de fase, lâminas para o

núcleo, porém devido à alta rigidez do núcleo e a pequena espessura o amortecimento

não demostrou ser uma das propriedades mais contundentes deste material.

Figura 45 – Espectrograma 3D do amortecimento no GLARE.

62

De acordo com a Tab. (15) abaixo, onde mostram alguns valores que foram

filtrados dos ensaios em glare e apresentam os respectivos valores, pode-se ver que

os módulos de elasticidade e cisalhamento são extremamente altos sendo maiores

inclusive que o do Tungstênio e do Aço, 407 e 207 GPa respectivamente, o que leva

automaticamente a supor um erro.

Tabela 15 – Resultados GLARE

Peças E [GPa] G [GPa] F. Damping

(Hz) Damping

(Ad.)

Glare_CP1_SD1 557,654 98,794 1761,603 0,002217

Glare_CP2_SD2 482,27 106,95 1749,9 0,002891

Como os ensaios foram repetidos diversas vezes para cada amostra e realizados

pra diversas amostras, 11 no total, e os resultados encontrados ficaram sempre dentro

desses valores, descartou-se a ideia de erro devido ao fator operacional. Decidiu-se

testar os corpos de prova novamente em outro dia, de forma que eventuais erros de

acomodação do equipamento se fizessem presentes na amostra, e novamente foram

encontrados os mesmos valores. Tendo em vista as variações realizadas para os

testes definiu-se que a melhor forma de comprovar os resultados seria comparar com

os valores encontrados através do ensaio de flexão 3 pontos que seriam realizados.

4.3. ENSAIO FLEXÃO 3 PONTOS

Todos os ensaios foram realizados de acordo com a norma ASTM C 393

Standard Test Method for Core Shear Properties of Sandwich Construction by Beam

Flexure, assim como foi melhor detalhado no capítulo 3, seção 3.1.2 .

Os testes foram realizados nas dependências do Instituto Federal da Bahia

(IFBA) sob supervisão do doutorando e Professor. Pedro Cunha de Lima e sua equipe

de alunos que já tinham conhecimento sobre a operação do equipamento que seria

utilizado para testes.

O equipamento utilizado foi o do modelo Electronic Universal Testing Machine

WDW-20E, de fabricação chinesa da marca TIME-SHIJIN, mostrada na imagem

abaixo.

63

Figura 46 - Electronic Universal Testing Machine WDW-20E. [Site do fabricante]

Este equipamento está de acordo com as normas ISO 7500-1, ASTM E4,

EN10002-2, BS 1610, DIN 51221, ISO6892. Possui capacidade de 20 kN, e pode

trabalhar com até 100% deste valore, a sua acurácia é de ± 0,5 %.

Figura 47 – Equipamento para ensaios do IFBA.

64

4.3.1. Flexão 3 Pontos Painel-Sanduíche

O ensaio realizado teve como objetivo determinar o módulo de elasticidade do

material em questão.

Os corpos de prova são as estruturas sanduíche de dimensões médias

40x200x10 mm do tipo honeycomb. O primeiro corpo de prova possui a colméia no

sentido w\l e o segundo corpo de prova possuía a colméia no sentido l\w.

Foram submetidos à testes apenas as amostras de 10 e 15 mm de espessura,

pois apenas estes satisfazem a relação exigida pela norma no que tange a razão altura

e largura da amostra.

Figura 48 – Corpo de prova número 2, 10 mm de espessura.

O ensaio foi realizado de acordo com a Norma C393 (Standard Test Method for Core

Shear Properties of Sandwich Construction by Beam Flexure). A distância do vão entre

os suportes é de 150 mm, a distância dos suportes à extremidade do corpo de prova

é de 25 mm em cada lado e os suportes possuem diâmetro de 10 mm. Foi utilizada

uma carga crescente com valor inicial de 0 kN e uma taxa de deformação de 1mm/min.

65

Figura 49 –Ensaio de Flexão 3 pontos para o painel sanduíche.

Diante dos resultados obtidos, pode-se notar que o limite de escoamento do primeiro

corpo de prova não foi obtido. Isso ocorreu porque houve uma ruptura na área onde

se estava aplicando a carga, fazendo com que a máquina encerrasse o ensaio.

Tabela 16 - Valores obtidos no Ensaio

Numero Curva Tensão de

Resistência (MPa)

Carga Máxima

(kN)

Modulo

Elástico (Gpa)

1 1,28 150,00 0,15

2 1,03 150,00 0,13

Mínimo 1,03 150,00 0,56

Máximo 1,28 150,00 0,56

Média 1,16 150,00 0,56

Desvio 0,18 0,00 0,00

A curva vermelha representa o ensaio realizado no primeiro corpo de prova,

sendo possível perceber uma diferença entres os valores obtidos no gráfico, dos dois

Cps, proveniente da ruptura ocorrida. A curva amarela representa o ensaio realizado

no segundo corpo de prova, sendo possível visualizar o momento exato do início da

deformação plástica.

66

Figura 50 – Gráfico de carga – deformação.

A diferença obtida no módulo de elasticidade e na resistência à tensão pode

ser, provavelmente, atribuída ao sentido das estruturas colmeia de abelha. Vale

ressaltar que os corpos de prova possuem diferenças mínimas em suas dimensões,

minimizando o erro gerado por corpos de prova com diferenças consideráveis em suas

medidas.

Figura 51 – Corpo de Prova após o ensaio

67

4.3.2. Flexão 3 Pontos GLARE

O ensaio do GLARE foi efetuado sobre o mesmo procedimento utilizado para o

ensaio do painel sanduíche, os resultados obtidos são mostrados na Tab. (17) abaixo

Figura 52 – Corpos de prova preparados para o ensaio.

Figura 53 – Posicionamento do corpo de prova no equipamento, antes do início do ensaio.

68

Figura 54 – Ensaio sendo realizado, posicionou-se as amostras conforme a norma ASTM C 393.

Tabela 17 - Valores obtidos no Ensaio

Numero Curva Tensão de

Resistência (MPa)

Carga Máxima (kN)

Limite de Escoamento

(Mpa)

Alongamento até a quebra

(%)

Modulo Elástico (Gpa)

1 8,00 25,00 8,00 -96,00 0,03

2 7,00 25,00 7,00 -96,00 0,03

3 9,00 25,00 8,00 -96,00 0,03

4 7,00 25,00 7,00 -96,00 0,03

5 7,00 25,00 7,00 -96,00 0,02

6 8,00 25,00 8,00 -96,00 0,03

7 9,00 25,00 8,00 -96,00 0,03

8 6,00 25,00 6,00 -96,00 0,02

Mínimo 6,00 25,00 6,00 -96,00 0,02

Máximo 9,00 25,00 8,00 -96,00 0,03

Média 7,63 25,00 7,38 -96,00 0,03

Desvio 1,06 0,00 0,74 0,00 0,00

69

Figura 55 – Curva Tensão x Deformação para as Amostras de GLARE.

70

5. ANÁLISE E CONCLUSÕES

Tendo em vista os estudos realizados para que fosse possível a realização

deste trabalho, bem como através da análise dos ensaios executados, tentou-se

realizar uma comparação entre tipos completamente singulares de ensaios para tipos

impares de materiais, que são os compósitos estruturais dos tipos Laminado Fibra-

Metal e Painéis do tipo sanduíche.

A partir de agora farar-se-á uma análise dos resultados obtidos levando-se em

conta a comparação dos métodos utilizados.

Tabela 18 – Resultados comparativos Honeycomb

Painéis Deflexão [mm]

viga em i Deflexão [mm]

ASTM C393 Deflexão [mm] Sonelastic ®

1-10 mm L

0.79 0.86 0.81

2-10 mm W

0.99 1.05 0.92

1-15 mm L

0.38 0.41 0.41

2-15 mm W

0.51 0.54 0.37

De acordo com a Tab. (18) onde são mostrados os valores obtidos para a

deflexão através de três métodos diferentes:

O analítico: Que é a modelagem através das equações da linha elástica que permite

que através de um valor de carregamento pré-estabelecido se obtenha a deflexão

máxima da viga constituída do material compósito, vale ressaltar que esta

aproximação leva em conta as características do material como um compósito em si,

ou seja, suas características mecânicas e geométricas são consideradas como

realmente são.

O ensaio mecânico destrutivo: Através da execução do ensaio de flexão de 3 pontos

em consonância com a norma ASTM C 393, onde durante à aplicação do

carregamento através do equipamento de testes são monitoradas as deformações,

com isto através da curva tensão x deformação é possível encontrar o valor para a

deflexão máxima bem como o valor para o módulo de elasticidade.

71

O ensaio mecânico não destrutivo: Utilizando-se os valores obtidos através do

software que trabalha por excitação de impulso que através da frequência natural de

ressonância e equações matemáticas apropriadas encontra os valores dos módulos

de elasticidade longitudinal e transversal bem como os valores dos coeficientes de

amortecimento. Lançando-se mão destes módulos e as equações da linha elástica

considerando-se o material como homogêneo obtém-se os valores para a máxima

deflexão.

Como pode ser verificado na Tab. (18) os valores ficaram bem próximos com

erros na casa de 10% entre as metodologias.

Tabela 19 – Resultados comparativos Honeycomb módulo de elasticidade.

Painéis Módulo elástico sonelastic® (gpa)

Módulo elástico ensaio de flexão

(gpa)

Erro (Vezes)

1-10 mm L

10,76 0,13 82,77

2-10 mm W

9,36 0,15 62,4

Por sua vez a análise da Tab. (19) permite afirmar que embora os erros sejam

da ordem de 70 vezes maior para o valor obtido com o Sonelastic, isto não inviabiliza

nem descarta a utilização do mesmo, por dois motivos principais: Está se referindo a

um erro de 70 vezes numa escala de 109 unidades; E conforme foram mostrados na

Tab. (18) a utilização dos valores obtidos para os módulos através do software

conduziu para resultados congruentes. Sendo assim, corrobora-se para esse caso a

utilização do método de ensaio não destrutivo por:

Levar à congruência de resultados;

Facilidade de utilização;

Agilidade no fornecimento dos resultados;

Possibilidade de encontrar características de amortecimento do material;

Capacidade de se adequar à diversas dimensões de amostra;

Sua utilização permite encontrar a presença de defeitos da amostra,

devido ao aparecimento de resultados divergentes das demais

amostras, possibilitando um controle de qualidade de grande agilidade.

72

Conservação da integridade da amostra após ensaio.

Em relação aos compósitos do tipo laminado Fibra-metal, a Tab. (20) mostrada

abaixo demonstra que quando são comparados os valores obtidos, expressos na Tab.

(15), com os valores obtidos no ensaio de flexão de 3 pontos que constam na Tab.

(17), verifica-se que os valores obtidos para o módulo de elasticidade estão bem

abaixo daqueles encontrados através do Sonelastic®.

Tabela 20 – Valores comparativos dos módulos de elasticidade obtidos

Painéis Módulo elástico

sonelastic® (gpa)

Módulo elástico ensaio de flexão

(gpa)

Erro (vezes)

Glare_CP1_SD1 557,654 0,03 18588,47

Glare_CP2_SD2 482,27 0,03 16075,67

Desta vez os erros relacionados já são expressivos, não podendo ser

desconsiderados, no entanto a utilização do método não destrutivo foi uma tentativa

de se buscar uma alternativa à metodologia de ensaio convencional, porém

demonstrou que o equipamento não apresentou boa acurácia na medição para esta

geometria e a justificativa pode ser encontrada quando se analisa o manual de

utilização do sistema, onde deixa claro que a análise para perfis estreitos incorre em

erros crescentes, ou seja, as amostras de GLARE são consideradas por este

equipamento como sendo barras, mas de relação altura x largura que foge às

características à que este sistema foi proposto. Ao se analisar as amostras vê-se que

estas são placas, e apesar de haver a possibilidade para este sistema de se analisar

placas – principalmente para a obtenção de coeficientes de amortecimento, não havia

na versão do software utilizado a possibilidade da análise de flexo-torção para esta

geometria em particular.

Sendo assim, caso se deseje utilizar o dispositivo para encontrar os valores

relativos ao módulo deve se realizar um ajuste de curva onde se leve em conta a

dispersão dos resultados e o erro associado.

73

No entanto, corrobora-se para esse caso a utilização do método de ensaio não

destrutivo por:

Facilidade de utilização;

Agilidade no fornecimento dos resultados;

Possibilidade de encontrar características de amortecimento do material;

Sua utilização permite encontrar a presença de defeitos da amostra,

devido ao aparecimento de resultados divergentes das demais

amostras, possibilitando um controle de qualidade de grande agilidade.

Conservação da integridade da amostra após ensaio.

Fazendo-se ainda uma comparação entre as diferentes técnicas de medição,

apontando suas respectivas vantagens e desvantagens. Assim, pode-se inferir que:

- Que sendo características importantes dos materiais, o conhecimento acerca dos

módulos de elasticidade uma vez que permitem projetar e garantir o bom

funcionamento de peças que estejam sob a ação de algum tipo de tensão, bem como

determinar outras propriedades mecânicas fundamentais;

- Os métodos quase-estáticos são destrutivos, o que os torna desvantajosos, já que

muitos dos materiais testados devem voltar às condições normais de serviço após a

realização do ensaio. Além disso, a imprecisão das medidas é um fator que deve ser

levado em consideração;

Assim sendo, a utilização do sistema Sonelastic® como um sistema não

destrutivo é preferida, apesar de não eliminar a realização do ensaio mecânico

convencional, pelo fato de permitir o controle das propriedades dos materiais, sem no

entanto afetar a integridade da peça durante o controle de qualidade, por exemplo. Na

indústria mecânica, é bastante comum a necessidade de inspecionar peças durante

seu período de vida útil. Nesses casos, não será possível a destruição ou

comprometimento da peça ou componente a ser testado, pois ele deverá ser

recolocado no sistema de origem. Estes ensaios permitem obter informações tanto

quantitativas quanto qualitativas sobre a integridade de um componente mecânico,

permitindo assim ao profissional encarregado garantir sua substituição antes que tal

componente falhe em operação. São amplamente utilizados nos setores de

manutenção e inspeção de máquinas e motores e, dependendo do ensaio a ser

74

aplicado, podem proporcionar baixos custos de utilização, praticidade e rapidez de

ensaio.

Em consulta a literatura ainda não foram encontrados trabalhos semelhantes,

ou seja, apesar de o sistema Sonelastic® ser previsto para a caracterização de

compósitos ainda não o tinha sido feito para tais tipos de materiais e condições,

evidenciando a originalidade do presente trabalho.

Como sugestão para o prosseguimento desta pesquisa, supõe-se ser

interessante o aprofundamento das análises ao GLARE utilizando as formulações da

macro mecânica do laminado, bem como a expansão da quantidades de ensaios

comparativos, para que através de um maior número de amostras se alcance a

efetividade e confiabilidade desejada para uma curva de ajustes de resultados.

Já está em desenvolvimento paralelo os estudos de simulações

computacionais para o painel-sanduíche, utilizando simulação por elementos finitos

têm-se obtido resultados excelentes quanto aos valores obtidos para a deflexão, isto

é de extrema importância, pois permite que mais uma nova forma de análise seja

disponibilizada, outra vantagem é que se utilizando de simulações computacionais

permite-se o pré-dimensionamento da estrutura e o ensaio em suas condições de uso.

Sugere-se o uso desta metodologia para a análise do GLARE.

Sendo assim, este trabalho pode vir a se tornar um bom material para pesquisa

e comparação com as simulações computacionais.

75

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