Este trabalho mostra a avaliação da temperatura de transição vítrea (Tg), 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 Tg e, conseqüentemente, na temperatura de serviço do componente reparado. O material de reparo utilizado, baseado em pré-impregnados com resina epóxi F155 e filme adesivo de epóxi, provocou a redução da Tg dos compósitos reparados. Para os laminados base com tecido de fibras de carbono e vidro foram verificadas reduções de aproximadamente 30 °C na Tg. 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 Tg 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 Tg leva a uma conseqüente redução da temperatura de serviço do compósito polimérico reparado.

This work shows the evaluation of the glass transition temperature (Tg) 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 Tg 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 Tg 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 Tg (reduction of approximately 40 °C). The Tg 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 Tg reduction leads to a decrease of the service temperature of the repaired polymeric composite.

Com o contínuo crescimento de uso de compósitos poliméricos estruturais na produção industrial de peças aeronáuticas, torna-se imperativo desenvolver técnicas de reparos de danos aplicáveis aos diversos tipos de laminados. O procedimento normalmente utilizado para definir o reparo de compósitos laminados, envolve a simulação do dano em corpos-de-prova representativos dos componentes. Este trabalho apresenta a técnica de reparo estrutural, tipo chanfro, de laminados de carbono/epóxi de aplicação aeronáutica, pelo uso de tecido de carbono/epóxi. Os laminados de carbono/epóxi, sem e com reparos, foram submetidos ao condicionamento ambiental em duas condições diferentes (ambiente: 23 ± 5ºC e 50 ± 5 % de umidade relativa e úmida: 65 ± 5ºC e 95 ± 5 % de umidade relativa), e os reparos foram realizados com quatro diferentes sobreposições das camadas de tecido de carbono (9,0; 12,7; 15,0 e 20,0 mm). Todas as famílias de reparo foram submetidas ao carregamento em tração em temperaturas ambiente e elevada (82ºC). Os melhores resultados da propriedade mecânica dos laminados reparados foram obtidos com as sobreposições de 15,0 e 20,0 mm, recompondo a resistência em 80,7 e 84,0%, respectivamente, em relação ao laminado sem reparo. O condicionamento com umidade e temperatura elevadas diminuiu a resistência em tração em até 90% dos laminados reparados, favorecendo a falha por descolamento entre o laminado base e o reparo (falha no adesivo).

The continuous use of structural polymer composites in the aeronautical industry has required the development of repairing techniques of damages found in different types of laminates. The most usually adopted procedure to investigate the composite laminate repairing has been by repairing simulated damages in laminated composite specimens. This work shows the structural repair technique, scarf type, of a typical carbon/epoxy laminate used in the aeronautical industry, using carbon/epoxy fabric. The carbon/epoxy laminates, with and without repairs, were subjected to two hygrothermal conditioning (ambient: 23 ± 5ºC and 50 ± 5 % of relative humidity, and wet: 65 ± 5ºC and 95 ± 5 % of relative humidity). The repairs were made by using four different overlaps of the carbon fabric plies (9.0; 12.7; 15.0 and 20.0 mm). All repaired families were subjected to tensile tests performed at room and elevated (82ºC) temperatures. The highest tensile strength values were obtained with the laminates repaired by the 15.0 and 20.0 mm overlap, recovering 80.7 and 84.0% of the strength respectively, in relation to the laminate without repair. The conditioning under elevated humidity and temperature decreased the tensile strength up to 90 % of the repaired laminates, favoring the adhesive failure by debonding between the base laminate and the repair.

Técnicas que contribuem para melhorar a qualidade dos compósitos produzidos por laminação manual e cura em autoclave e/ou visando à redução no custo de processamento têm sido intensamente pesquisadas. Uma das maneiras de se obter esse ganho de produtividade é eliminar operações de usinagem da borda por meio da técnica de fabricação de laminados com bordas moldadas. Neste trabalho é apresentada uma revisão da tecnologia de fabricação de peças estruturais de compósitos poliméricos avançados, com ênfase na produção de laminados com bordas moldadas. Exemplos deste tipo de acabamento são mostrados utilizando laminados cruzados simétricos [(0,90)/0]s e [(0,90)/90]s, fabricados com fita unidirecional contínua e tecido bidirecional de carbono, pré-impregnados com resina epóxi. O arranjo de fibras e resina na região da borda livre de todos os corpos-de-prova foi analisado usando um microscópio óptico. Foi observado que as fibras longitudinais (a 0°) podem se mover lateralmente na direção da borda moldada sob ação da pressão aplicada durante a cura. Bolsas de resina pura podem ser formadas nessa região dependendo da seqüência de empilhamento do laminado.

Manufacturing techniques that improve the quality and/or reduce the cost of advanced composites structures produced by vacuum bag and cure in autoclave have been intensely investigated. One way to obtain a gain in productivity is to produce laminates with molded edges. This work presents a literature review of the fabrication process of structural parts of advanced polymeric composites, with emphasis in the manufacturing of laminates with molded edges. As an example of this type of edge finishing, symmetric cross ply laminates [(0,90)/0]s and [(0,90)/90]s were manufactured with pre-impregnated unidirectional tape and fabric. The arrangement of fibers and resin near the free edge of all specimens were analyzed using an optical microscope. It was observed that longitudinal fibers in the laminate (fibers at 0°) may move laterally towards the molded edge under the action of the pressure applied during cure. Pockets of pure resin may be formed at this region depending on the laminate stacking sequence.