Este trabalho trata da obtenção e caracterização de compósitos de tecido de fibras de carbono de trama simples 1x1 (Plain Weave) impregnados com quatro tipos de matrizes poliméricas termoplásticas: poli(propileno) isotático (PP), copolímero de poli(propileno)-poli(etileno) (PP/PE), copolímero PP/PE com o agente de acoplamento AM1 e copolímero PP/PE com agente elastomérico AM2. As matrizes poliméricas foram caracterizadas pelas técnicas de calorimetria exploratória diferencial (DSC), termogravimetria (TG), análise térmica dinâmico-mecânica (DMTA), reologia, absorção no infravermelho com transformada de Fourier (FTIR), microscopia óptica com estágio de aquecimento e difração de raios X. Os resultados obtidos nestas análises foram correlacionados e apoiaram a proposição de um ciclo térmico de processamento dos laminados por moldagem por compressão a quente. Os laminados são formados por quinze camadas de tecido de fibra de carbono 0o/90o . As quatro famílias de laminados processadas foram avaliadas por ultra-som mostrando que a consolidação das amostras não resultou em falhas de compactação. A determinação do teor de FC nos laminados, cerca de 60% (v/v), e as análises microestruturais por microscopia óptica de luz polarizada (MOLP) e microscopia eletrônica de varredura (MEV) confirmam o adequado estabelecimento dos parâmetros de processamento dos laminados. Os ensaios mecânicos mostram que o laminado FC-PP/PE-AM1 apresenta valores mais baixos de resistência ao impacto e mais altos de resistência à tração. As análises por MEV destas amostras fraturadas por impacto e por tração revelam uma boa adesão na interface entre fibra-matriz, atribuída ao agente AM1 que melhorou a interface reforço-matriz. Os laminados FC-PP/PE-AM2 apresentam valores mais baixos de resistência à tração e mais altos de impacto, indicando que o aditivo AM2 tenacificou a matriz. Os laminados de PP-PE e PP (sem modificadores na formulação) apresentam os valores mais baixos de resistência mecânica.

A alta performance termo-mecanica dos compositos de carbono reforcados com fibras de carbono (CRFC) tem feito com que estes materiais sejam utilizados na industria aeroespacial, principalmentecomo insertos de gargantas de motor-foguete e discos de freios de aeronaves. Devido as condicoes extremas de temperatura e pressao, asfibras de carbono devem ser dispostas no composito, no minimo, em tres direcoes ortogonais (3D) para evitar, dentre outros fenomenos prejudiciais, delaminacoes durante o uso e a fabricacao do material.A Divisao de Materiais do IAE vem, ao longo dos ultimos anos, desenvolvendo processos e caracterizando materias-primas nacionais para obtencao de CRFC-3D de aplicacao aeroespacial. Esforcos tambem tem sido feitos para caracterizar os compositos obtidos, uma vez que nao existem normas de ensaios padronizadas para estes materiais.No presente trabalho, o CRFC-3D foi obtido por processo de densificacao liquida, a baixa pressao, com resina fenolica e piche nacionais. Para a caracterizacao mecanica destes compositos, foram feitos ensaios de cisalhamento interlaminar, e de flexao em quatro pontos. As superficies de fratura foram analisadas por microscopia eletronica de varredura (MEV). O CRFC-3D obtido foi, ainda, submetido a ensaio de resistencia a ablacao, com temperatura de chama aproximadamente de 2250 graus centigrados. Os resultados foramcomparados com os obtidos com compositos importados (inserto de tubeira e disco de freio), e divergente produzido no CTA. Foi observado, na faixa de massa especifica investigada, que as propriedades mecanicas dos CRFC obtidos sao extremamente sensiveis aos ciclos de densificacao.

Os compósitos carbono reforçados com fibras de carbono (CRFC) são materiais resultantes da união do reforço de fibras de carbono com uma matriz carbonosa. Essa combinação faz com que o material tenha propriedades termo-mecânicas para aplicações a altas temperaturas (1000o - 2800oC). Tais materiais têm sido utilizados, nas últimas três décadas, como gargantas de tubeiras de foguetes e freios em aeronaves militares e comerciais, aplicações estas onde as propriedades térmicas e a baixa massa específica (<2,0 g/cm3) são preponderantes. Este trabalho mostra o estudo para o estabelecimento de parâmetros de processamento de compósitos CRFC aplicados na área de elementos de fricção pelo método de prensagem a quente. Foram estabelecidas as condições de obtenção do reforço, um dos pontos críticos na obtenção dos freios, utilizando-se tecido e feltros de fibras de carbono em diferentes arranjos. Os feltros utilizados foram obtidos experimentalmente a partir de feltros de poliacrilonitrila como material precursor. Estes reforços, tecidos e feltros de fibra de carbono, foram impregnados em uma única etapa com resina fenólica resol aditada com grafite e negro de fumo, sendo em seguida carbonizados a 1000oC. As propriedades físicas e mecânica dos materiais obtidos foram correlacionados com os parâmetros de processamento. Os compósitos CRFC obtidos com diferentes arranjos do reforço apresentaram valores de massa específica aparente entre 0,80 e 1,4g/cm3 e a resistência ao cisalhamento interlaminar entre 1,6 e 5,6 MPa, sendo que o arranjo tecido/feltro mostrou-se o mais adequado para possíveis impregnações posteriores, por apresentar maior porcentagem de poros de transporte. As características finais do CRFC obtido são coerentes com um único processo de impregnação utilizando matriz de resina.

Um motor-foguete a propelente sólido se caracteriza por operar internamente com altas temperaturas, altas pressões, altas taxas de erosão, grandes choques térmicos e com ausência de sistemas convencionais de resfriamento. Devido a esses fatores, há necessidade de proteger o tubo-motor e isto é feito por compósitos poliméricos ablativos e liners. Como material ablativo são utilizados os compósitos com matriz fenólica. Como reforço desses compósitos, foram utilizados tecidos de fibras de algodão, de amianto, de dióxido de silício e nos últimos 15 anos, quase que exclusivamente os tecidos de fibras de carbono. O objetivo deste trabalho foi obter e caracterizar pré-impregnados e compósitos carbono-fenólicos aditivados com nanopartículas de carbono, pois peças como os divergentes dos motores-foguete de alto desempenho dos boosters do Space Shuttle norte-americano utilizam esse material como proteção ablativa. Três tipos de nanopartículas de carbono foram utilizados como aditivo à matriz fenólica: grafite natural micronizado, negro de fumo tipo acetileno e negro de fumo tipo fornalha. Para o estudo foi projetada e fabricada uma impregnadeira de escala piloto. Nesse equipamento foram produzidos pré-impregnados (pre-pregs), com concentrações de 5, 10 e 15% (m/m) de aditivo. Nas mesmas condições, foi obtido também pre-preg sem aditivo. De cada concentração de aditivo foram prensados 9 placas de compósito que foram utilizadas como corpo-de-prova. Esses compósitos foram obtidos prensando os pre-pregs em uma prensa hidráulica, utilizando o processo de compressão à quente. Para caracterização dos aditivos e do tecido de fibras de carbono foram obtidos os espectros de difração de raios-X e Raman. Nos pre-pregs foram determinados: a concentração % mássica e volumétrica da matriz, reforço e aditivos; o escoamento e os voláteis. Nos compósitos foram determinados: a concentração % mássica e volumétrica da matriz, reforço e aditivos; o teor de vazios, a massa específica teórica e experimental, o coeficiente de transmissão de calor, o coeficiente de expansão térmica linear, a resistência ao cisalhamento Iosipescu e a resistência à ablação em maçarico oxiacetilênico e em tocha de plasma. Amostras do compósito foram examinadas por microscopia ótica para caracterização de trincas e vazios. Os resultados mostraram que a aditivação com nanopartículas de carbono, produziu compósitos ablativos com propriedades superiores ao material sem aditivação, entretanto, a aditivação da resina fenólica com nanopartículas de carbono impõe limites no processo de impregnação dos pre-pregs.

Este trabalho envolve o processamento de compósitos carbono/epóxi pelo uso da técnica VARTM (Vacuum Assisted Resin Transfer Molding). A simulação do fluxo de resina na impregnação do reforço foi realizada pelo uso de um programa comercial, RTM-Worx, visando a obtenção de uma placa e de uma seção em C. Para a realização da simulação foram determinadas experimentalmente a viscosidade da resina epóxi utilizada e a permeabilidade e a fração volumétrica da preforma de tecido de carbono utilizada como reforço. Por meio da simulação do fluxo de resina foram analisadas três estratégias de posicionamento dos canais de injeção e de vácuo no molde para a obtenção de uma viga de seção C. A partir da seleção da melhor proposição este componente foi obtido experimentalmente. Os resultados obtidos mostram que o ensaio de permeabilidade unidirecional realizado apresentou-se adequado, com um bom ajuste linear dos dados. No entanto, os tempos de preenchimento estimados nas simulações foram menores que os experimentais (6% menor para a placa e 11% para a seção em C). Verificou-se ainda que apesar das aproximações feitas nos dados de entrada do programa RTM-Worx, os desvios das simulações foram relativamente pequenos e na faixa normalmente observada em trabalhos da literatura. A etapa de pré-formagem mostrou-se também fundamental para a qualidade final da peça.

O interesse na utilização de compósitos de matriz termoplástica tem crescido continuamente na indústria aeroespacial, demandando a necessidade de ampla investigação do comportamento mecânico desses materiais para verificação da viabilidade de sua aplicação no produto. A proposta deste trabalho é avaliar as influências da fadiga (4,0 × 104 e 8,0 × 104 ciclos) e das condições ambientais (-55C, 23C, e 82C/Umid) na resistência final à compressão do compósito termoplástico poli(sulfeto de fenileno) reforçado com fibra de carbono, por meio de ensaios de compressão com furo induzido (Open-Hole Compression - OHC). Análises do efeito da fadiga evidenciam que às temperaturas de -55 e 23C, as resistências OHC finais foram 6-13% e 5-10% maiores para os corpos-de-prova fadigados que para os não-fadigados; na análise pós-falha, observa-se uma maior quantidade de delaminações ao redor do furo para os corpos-de-prova que sofreram fadiga em comparação aos que não sofreram fadiga, possivelmente devido a separações das fibras e delaminações durante o ensaio de fadiga, causando a redução da concentração de tensão no furo e assim o aumento de sua resistência final. Na condição 82C/Umid, não há alteração na resistência OHC com a ciclagem: a temperatura próxima à temperatura de transição vítrea (Tg) associada à umidade pode ter resultado em amolecimento da matriz, sugerindo uma redução na separação das fibras durante a ciclagem, observando-se características de falha similares, apresentando mínima delaminação na região do furo. Análises do efeito da temperatura mostram que resistências OHC finais diminuem com o aumento da temperatura e nota-se uma maior quantidade de danos com a diminuição da temperatura de ensaio. Da condição 23C para 82C/Umid, a resistência à compressão do compósito diminui em 6-7%, 13-20% e 18-20% após 0 ciclos (estático), 4,0 × 104 e 8,0 × 104 ciclos, respectivamente, uma vez que a temperatura próxima à Tg da matriz, associada com umidade, resulta no seu amolecimento, reduzindo o suporte lateral às fibras 0, direcionando para uma falha devido à instabilidade da fibra. Por outro lado, uma baixa temperatura (-55C) melhora a resistência à compressão em 8-10%, 13-14% e 4-7% após 0 ciclos (estático), 4,0 × 104 e 8,0 × 104 ciclos, respectivamente, quando comparado com a condição 23C, podendo ser atribuído a interfaces fibra-matriz mais compactas aumentando a contribuição da fibra para resistência à compressão. Observam-se características de falhas por compressão, como bandas de torção e microflambagem das fibras fora-do-plano, nos corpo-de-prova pós-falha para todas as condições ambientais.

O uso de compósito carbono-carbono reforçado com fibras de carbono (CRFC) em altas temperaturas e ambientes antioxidantes pode ser viabilizado pela aplicação de um recobrimento cerâmico com gradiente de composição entre carbeto de boro (B4C) e carbeto de silício (SiC).A aplicação do recobrimento com gradiente de composição fornece a proteção em uma ampla faixa de temperaturas. Em temperaturas intermediárias esta ocorre pelo mecanismo de auto proteção, que envolve a oxidação de fases ricas em boro abaixo da superfície do recobrimento, formando vidros de boro e borosilicatos que selam as trincas inerentes ao tipo de recobrimento, e em altas temperaturas pela formação de uma fina camada de SiO2 resultante da oxidação do SiC na superfície. A conversão do carbono em carbetos cerâmicos, na superfície do compósito, se dá pela reação deste com as espécies gasosas oriundas das reações entre os componentes da mistura cementante, SiC + ZrB2 + Al2O3, que ocorrem em altas temperaturas com a conseqüente liberação de SiO, B2O e Al. Os gases reativos formam com o carbono as fases B4C, Al4C3, SiC e Al8B4C7 em temperaturas que vão de 1300 a 1600oC. As prováveis reações de formação dos gases reativos e as reações de conversão do carbono são propostas com base em analises por difração de raios-x e considerações termodinâmicas. A alumina (Al2O3) da mistura cementante é responsável pelas reações de dissociação e oxidação de SiC e ZrB2, atuando como elemento essencial para a formação do recobrimento funcionalmente ativo.

Os compósitos de resina fenólica reforçados com fibras de carbono (FRFC) têm sido utilizados na indústria aeroespacial para fabricação de componentes termo-estruturais, isto é, que suportem ambientes termicamente severos, com é o caso das tubeiras de foguetes, por onde escoam os gases provenientes da queima do propelente. Neste trabalho são descritas as técnicas utilizadas para obter e caracterizar compósitos ablativos de matriz (resina) fenólica reforçados com tecido tricotado de carbono. Estes compósitos foram submetidos a um processo de cura utilizando-se o método de moldagem por prensagem a quente. A caracterização dos compósitos de matriz fenólica reforçado com fibras de carbono (FRFC) proposta neste trabalho, envolve a determinação de propriedades físicas e mecânicas de amostras sem tratamento térmico após o ciclo de cura e de amostras submetidas às temperaturas de tratamento térmico de 400C, 1000C, 1500C e 2000 C. As amostras dos compósitos apresentaram valores de massa específica aparente entre 1,27 g/cm3 e 1,36 g/cm3 e resistividade elétrica entre 4,8 x 10-3v.m e 6,7 x 10-5v.m. O módulo em cisalhamento das amostras apresentaram valores entre 2,4 GPa e 3,6 GPa e o módulo dinâmico, obtido através do ensaio dinâmico-mecânico, variou entre 7,3 GPa e 9,4 GPa. Os resultados deste trabalho mostram que a temperatura de tratamento térmico é um fator determinante na variação das propriedades elétricas, mecânicas (módulo de elasticidade, módulo de cisalhamento) e dinâmico-mecânicas (fator de amortecimento, módulo de perda), visto que tais temperaturas causam alterações na estrutura cristalina da fibra de carbono, bem como na microestrutura do compósito.

O objetivo principal deste trabalho de pesquisa foi obter duas formulações de compósitos ablativos. A primeira formulação (Compósito I) foi obtida com matriz de resina fenólica reforçada com fibra de carbono picada e a segunda (Compósito II) com matriz de resina fenólica modificada com epóxi, reforçada com fibra de carbono picada. Os compósitos foram obtidos pelo processo de prensagem a quente. Esses compósitos também são conhecidos como compósitos estruturais ablativos, para aplicações em atmosferas onde as condições são severas, de acordo com o alto fluxo de gases aquecidos e alta temperatura, devido à queima do propelente sólido. Outro propósito deste trabalho foi realizar a caracterização física e química da matriz, dos reforços e dos compósitos. Após a caracterização, um divergente de cada formulação foi fabricado e seu desempenho foi avaliado pelo teste estático em motor foguete de treinamento. As amostras de compósitos apresentaram densidades na faixa de 1,45 a 1,47 g/cm. Em análise de propriedades Termo Dinâmico Mecânica, foram obtidos o Módulo Elástico (E') de 1,14 GPa a 2,50 GPa e Módulo de Dissipação Viscosa (E'') de 60,2 MPa a 163,0 MPa, de acordo com a faixa de temperatura. A Temperatura de Transição Vítrea (Tg) obtida por Calorimetria Diferencial Exploratória (DSC) foi de 95C e 92C e a dilatação térmica linear de 449,85x10-7/C e 76,36x10-7/C respectivamente. O calor específico (Cp) dos compósitos obtidos foi de 0,319 J/g/C a 1,254 J/g/C, de acordo com a faixa de temperatura. As propriedades mecânicas obtidas para ambas as formulações de compósitos exibiram valores considerados similares. A performance em ablação para a formulação do Compósito I foi superior ao Compósito II, comprovado pelo teste estático em motor foguete de treinamento. A condutividade térmica dos compósitos obtidos foi de 39,1 a 48,0 W/mK, de acordo com a faixa de temperatura.