O objetivo deste trabalho é investigar sobre as características de jatos de plasma térmicos gerados por tochas de plasma de arco não transferido, otimizados para a simulação das condições de reentrada atmosférica de veículos espaciais e realização de pesquisas básicas sobre os mecanismos de oxidação de materiais de utilizados em sistemas de proteção térmica. Em particular foram testadas amostras do compósito C/C SiC em jatos de plasma de ar operando em dois diferentes bancos de ensaios. No primeiro sistema experimenral, já caracterizado em trabalhos anteriores, o jato de plasma é gerado em ambiente de vácuo operando em regime de escoamento supersônico (Mach 4) sob a pressão de 313 Pa. Para comparação, foi realizada a otimização de um segundo banco de ensaio utilizando uma tocha de plasma similar operando em pressão atmosférica e regime de escoamento subsônico (Mach 0,4), para gerar um fluxo de calor homogêneo de 2,2 MWm2 (mesma intensidade gerada em vácuo) necessário para simular as condições térmicas de reentrada do satélite brasileiro SARA. Estas tochas foram operadas na faixa de potência variando de 30 a 40 kW com eficiência térmica em torno de 75% obtida para uma vazão de ar de 4 g/s. A resposta térmica e propriedades ablativas do compósito C/C-SiC foram avaliadas pela determinação da difusividade térmica e taxa de perda de massa específica tendo como parâmetros o tempo de exposição e temperatura da superfície da amostra. Em ambos os bancos de ensaios, a difusividade térmica é uma função decrescente do tempo de exposição. A taxa de perda de massa específica é uma função crescente do tempo de exposição sob pressão atmosférica e possui um comportamento contrário em ambiente de vácuo. As análises das características microestururais e composição atômica das superfícies tratadas, realizadas por MEV e EDS respectivamente, mostram um processo de vitrificação intenso na superfície da amostra que leva à questão dos mecanismos de oxidação ativa e passiva do componente SiC do compósito e que são fortemente dependentes da pressão parcial de oxigênio e da temperatura da superfície da amostra. Em ambiente de vácuo, a uma temperatura máxima na superfície de 1450 C e pressão parcial de oxigênio da ordem de 66 Pa, a resistência à oxidação do compósito C/C-SiC é garantida pela formação de uma camada de passivação uniforme (estimada ser de SiO2) menos catalítica ou menos propensa a reações exotérmicas de recombinação com espécies atômicas que a do próprio compóstio C/C-SiC. Em pressão atmosférica, a uma pressão parcial de oxigênio de 2,1×104 Pa, a temperatura máxima da superfície é 400 C mais elevada que a obtida em vácuo, atingindo patamares da ordem de 1850 C. Nestas condições a camada de óxido superficial protetora é parcialmente volatilizada com o tempo de exposição produzindo um aumento na taxa de massa específica por sublimação do compósito exposto diretamente ao jato de plasma. Este efeito é equivalente ao que ocorre na transição do processo de oxidação passiva para ativa do SiC.

Neste trabalho, foi investigado o comportamento da garganta da tubeira de um motor foguete líquido hipotético de 5 kN, dimensionada para operar com o emprego de materiais ablativos e metálicos. O foco do trabalho foi o emprego de tubeiras confeccionadas em grafite recoberto com filme de SiC pelo processo de deposição química na fase vapor (Chemical Vapor Deposition) com espessura da ordem de 20?m. No intuito de avaliar suas propriedades ablativas e microestruturais, as tubeiras foram expostas a um fluxo de calor de 0,75 MW/m2 gerado por uma tocha de plasma de arco não transferido operando em ar a pressão atmosférica. A tocha foi operada na faixa de potência variando de 30 a 40 kW com eficiência térmica em torno de 75% obtida para uma vazão de ar de 4 g/s. As propriedades ablativas das tubeiras de grafite com e sem recobrimento de SiC foram avaliadas pela determinação da percentagem de perda de massa em função do tempo de exposição ao jato de plasma. Para um tempo de exposição de 60 s, as tubeiras de grafite sem o recobrimento de SiC apresentaram uma percentagem de perda de massa de até 10% superiores comparadas as tubeiras revestidas, evidenciando um grande potencial de aplicação em câmaras de motores foguete a propelente líquido. As análises das características microestruturais e composição das superfícies tratadas, realizadas por MEV e DRX respectivamente, mostram um processo de oxidação intenso do filme de SiC, especificamente pela formação de uma camada de passivação de SiO2 na superfície das amostras. Esta camada de óxido é menos catalítica ou menos propensa a reações exotérmicas de recombinação com espécies atômicas geradas no jato de plasma que a do próprio SiC, conduzindo a um processo de oxidação passiva do SiC e consequentemente, inibindo o processo de erosão do recobrimento e da matriz.

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.

Neste trabalho são apresentados estudos da degradação de materiais utilizados em sistemas de proteção térmica expostos a jatos de plasmas com fluxos de calor comparáveis aos da reentrada atmosférica de artefatos espaciais. Amostras foram ensaiadas em ambiente de plasma reativo de ar gerado por uma tocha de arco não transferido em corrente contínua, com entalpias entre 6,2MJ/kg e 9,4MJ/kg, correspondentes a fluxos térmicos na faixa de 0,5MW/m2 a 2,2MW/m2. A ênfase é dada aos materiais compósitos ablativos de quartzo-fenólico, formados com matriz de resina fenólica reforçados com fibras de quartzo, material desenvolvido e fabricado no Brasil, de especial interesse do Instituto de Aeronáutica e Espaço. Neste caso, no intuito de resolver problemas de delaminação e moldagem em camadas espessas de proteção térmica com geometrias complexas, foram fabricadas amostras com diferentes concentrações de resina fenólica (20, 32 e 42)%, utilizando-se configurações de tecido de quartzo inteiriço e picado. Para comparação, foram ensaiados outros materiais com propriedades já bem estabelecidas como o teflon e a cortiça, além do compósito carbono-fenólico (reforçado com fibras de carbono), sob as mesmas condições ablativas. Foram determinadas as taxas de perda de massa das amostras, o calor de ablação, as temperaturas radiométricas superficiais e termométricas internas, em função do tempo de exposição e do fluxo térmico. Adicionalmente, foi avaliada a perda de massa das amostras por análises termogravimétricas, o coeficiente de expansão térmica e a difusividade térmica das amostras. Os aspectos microestruturais foram investigados por Microscopia Eletrônica de Varredura (MEV). A composição superficial das amostras foi avaliada por difração de raios x (DRX) e espectroscopia de fotoelétrons excitados por raios x (XPS), antes e após o tratamento por plasma. Os resultados mostram que os compósitos quartzo-fenólico são os que apresentam maior calor de ablação, mais que o dobro do valor obtido para os demais materiais testados. Os compósitos carbono-fenólico apresentam quase o dobro da perda de massa comparado aos reforçados com fibra de quartzo, devido a maior volatilização da resina provocada pela maior difusividade de calor, em razão da maior condutividade térmica das fibras de carbono (11W/mK), comparada com as fibras de quartzo (1,5W/mK). A taxa de perda de massa do teflon é quase o triplo dos demais materiais e não há formação de camada superficial carbonizada, portanto as temperaturas radiométricas são menores (~900C) e mais estáveis. Neste material, para um aumento de 1MW/m2 no fluxo de calor incidente, constata-se elevação de temperatura de apenas 75C. A cortiça apresenta as menores condutividade térmica (~0,14W/mK) e massa específica (~0,1g/cm3), com taxa de perda de massa semelhante a do carbono-fenólico, porém, entre os materiais testados é o que sofre o maior taxa de erosão (~4mm/min) para um fluxo térmico de 0,8MW/m2. As análises por MEV do compósito quartzo-fenólico mostram que o uso de tecido de quartzo com malha picada, com concentrações moderadas de resina evita problemas de delaminação e excesso de rachaduras nas regiões de carbonização e adjacentes. Para fluxos térmicos mais elevados (~2MW/m2), as análises microestruturais mostram claramente a transformação de fibras maciças de quartzo em fibras ocas, na forma de tubos. As análises DRX e XPS indicam a formação de estrutura carbonosa amorfa na superfície e que os tubos são formados, principalmente, pela intensificação da oxidação das paredes das fibras, que são expostos a um jato de plasma de ar, atingindo temperaturas em torno do ponto de fusão do quartzo (~1600C). As micrografias do compósito quartzo-fenólico revelam ainda que a matriz sofre um processo de erosão mais intenso que a fibra e depende da direção do fluxo de plasma em relação ao eixo da fibra. Por meio da análise geral dos resultados focada na otimização do banco de ensaios para ablação materiais utilizados em sistemas de proteção térmica por plasma térmico, mostra-se a viabilidade de abrir um campo de pesquisas para desenvolvimento de materiais termoestruturais, até então inédito no Brasil e dispor de uma ferramenta indispensável para qualificar e certificar materiais de interesse da indústria aeroespacial.

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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.