Avaliação da temperatura de transição vítrea de compósitos poliméricos reparados de uso aeronáutico

Abstract

Resumo: Este trabalho mostra a avaliação da temperatura de transição vítrea (T g ), por DMTA, de três famílias de compósitos poliméricos reparados, tendo como laminados base tecidos de fibras de carbono/resina epóxi modificada com elastômero (F584), vidro/resina epóxi (F161) e aramida/resina epóxi (F161). Os compósitos foram laminados manualmente por processo convencional e curados em autoclave de indústria aeronáutica. Posteriormente, danos foram simulados sendo, em seguida, reparados adotando-se a técnica de sobreposição de camadas de pré-impregnados de resina epóxi (F155), com adição de filme adesivo de epóxi (FM 73). As curvas DMTA mostram os efeitos da combinação de diferentes sistemas de resinas na T g e, conseqüentemente, na temperatura de serviço do componente reparado. O material de reparo utilizado, baseado em préimpregnados com resina epóxi F155 e filme adesivo de epóxi, provocou a redução da T g dos compósitos reparados. Para os laminados base com tecido de fibras de carbono e vidro foram verificadas reduções de aproximadamente 30 °C na T g . Este efeito foi mais pronunciado (redução de aproximadamente 40 °C) quando o laminado reparado de aramida foi submetido a condicionamento higrotérmico a temperatura e umidade elevadas. Esta redução na T g dos laminados reparados é atribuída à migração do adesivo para o pré-impregnado de resina epóxi F155 utilizado no reparo, durante o processo de cura, e à plasticização do sistema polimérico pela água, durante o condicionamento higrotérmico. A redução da T g leva a uma conseqüente redução da temperatura de serviço do compósito polimérico reparado. Palavras-Chave: Compósito polimérico, resina epóxi, reparo, T g , DMTA.Abstract: This work shows the evaluation of the glass transition temperature (T g ) by DMTA of three different families of repaired polymeric composites, manufactured with carbon fiber fabric/epoxy F584, glass fabric/epoxy F161 and aramide fabric/epoxy F161, respectively. The composites were laminated by conventional hand lay-up process used in aeronautical industry. Afterwards, simulated damages, scarf type, were made and overlapping layers of F155 epoxy resin prepregs repaired them. The DMTA curves show the effects of combination of different systems resins on the T g values and, consequently, on the service temperature of the repaired laminate. The used repairing material (based on epoxy resin F155 and on epoxy adhesive film FM73) decreased the T g of the repaired laminates in approximately 30 °C for the carbon and glass laminates. The conditioning of aramide laminate under elevated humidity and temperature provoked a more decrease of the T g (reduction of approximately 40 °C). The T g reduction for the repaired laminates is attributed to the adhesive film migration into the F155 resin system during the cure process and also to the resin plasticization by water diffusion during the hygrothermal conditioning. The T g reduction leads to a decrease of the service temperature of the repaired polymeric composite.

Caracterização de um pré-impregnado aeronáutico por FT-IR e análise térmica

“…A utilização de técnicas de Análise Térmica para avaliar o comportamento de cura de resina epoxídica tem sido ampla e, em especial DSC e DMTA têm fornecido muita informação sobre o mecanismo isoladamente [9][10][11][12][13][14] ou em compósitos [10,[15][16][17][18][19][20][21][22][23][24][25] . A técnica DSC mede diretamente a extensão e razão de conversão durante a cura, porém, quando a velocidade de cura diminui e afeta a sensibilidade de medição, os eventos relacionados às alterações reológicas durante a cura, como a gelificação e a vitrificação, não são observados por esta técnica [10,13] .…”

Efeito de Aditivos Desaerantes nas Características de Compósitos de Epóxi/Fibras de Vidro

“…Para a determinação da temperatura de transição vítrea (T g ) foi adotado o módulo de perda (E"), que apresenta um pico máximo em temperaturas um pouco menores que o pico de tan δ e que está em geral mais próximo ao valor de T g determinado por outros métodos [15] . Como mostra a Tabela 3, os valores de T g não variaram significativamente com a inclusão do aditivo, o que sugere que sua presença em pequena quantidade e a possível maior remoção de vazios não parece ser suficiente para alterar a mobilidade das cadeias poliméricas da matriz epóxi.…”

Charpy impact toughness of conventional and advanced composite laminates for aircraft construction

“…• TP120 = Tape laminate cured at 120 °C • TP180 = Tape laminate cured at 180 °C • FA120 = Fabric laminate cured at 120 °C • FA180 = Fabric laminate cured at 180 °C A dynamic-mechanical analysis of FA120 and FA180 laminates indicated T g temperatures of 126 and 177 °C [16] , respectively, confirming that the curing temperature is a good indication of the glass transition temperature of C-Ep composites.…”