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Type: TESE DIGITAL
Title: Caracterização mecânica por cisalhamento em materiais compósitos de carbono/fenólica submetidos a altas temperaturas para aplicação aeroespacial
Title Alternative: Mechanical characterization by shear strenght of carbon/phenolic composites subjected to high temperatures for aerospace application
Author: Silva, Homero de Paula e, 1961-
Advisor: Bittencourt, Edison, 1941-
Abstract: Resumo: Os compósitos ablativos, especificamente os reforçados com fibra de carbono em uma matriz polimérica de resina fenólica tipo resol, são utilizados na fabricação de componentes termo estruturais sujeitos a ambientes termicamente severos como é o caso de tubeiras de propulsores usados em veículos espaciais, em particular, nos veículos em desenvolvimento no Instituto de Aeronáutica e Espaço, como por exemplo, o Veículo Lançador de Satélite. Um desses componentes é a entrada do divergente que é produzidos pelo processo de prensagem à quente em molde fechado. Neste trabalho foi realizado um estudo experimental da perda de resistência ao cisalhamento deste material durante o processo ablativo. Corpos de prova foram extraídos da entrada do divergente e submetidos a tratamentos térmicos a 500°C, 1000°C, 1500°C e 2000°C e realizados ensaios de cisalhamento Iosipescu. Estes dados experimentais foram comparados com os resultados obtidos teóricamente. Também um análise morfológica foi feita por microscopia óptica e na superfície de falha por microscopia eletrônica de varredura. Observou-se, morfologicamente, que o compósito apresentou alterações na estrutura cristalina da fibra bem como, na sua microestrutura com as temperaturas de tratamento térmico. Entretanto o valor mínimo de resistência ao cisalhamento obtido experimentalmente 4,05 MPa é superior ao valor obtido analiticamente 2,35 MPa, o que garante que o item desempenhe sua função durante o tempo de propulsão

Abstract: Ablative composites based on carbon fiber reinforced phenolic resin matrix are widely used as thermal protection systems. These materials are subjected to extreme harsh environments, such as the booster nozzles and re-entry tips that could withstand high-temperatures, used in space vehicles. One of these components is the nozzle extension entrance (exit cone) which is produced usually by hot pressing process in a closed mold. During rocket ignition the nozzle region experiment progressive heating up to 2500 oC, which can cause degradation by pyrolysis. This phenomenon is known as ablation. This work investigates the effect of thermal degradation on shear strength of the carbon fiber reinforced phenolic resin composite. Specimens were extracted from of the nozzle extension entrance and heat-treated at 500°C, 1000°C, 1500°C and 2000°C. Sampling at each heat treatment temperature was done by using the Iosipescu shear test coupon. Experimental data were compared with thermoelastic stress analysis performed at the exit cone region. Also morphological analysis was performed by optical microscopy. Surface fracture analysis was performed by scanning electron microscopy (SEM). Morphological changes in the crystalline structure after heat treatments were observed. However the minimum shear strength obtained experimentally 4.04 MPa is greater than the ultimate value obtained analytically (2.35 MPa), fulfilling its function during the propulsion time
Subject: Compósitos
Editor: [s.n.]
Date Issue: 2015
Appears in Collections:FEQ - Dissertação e Tese

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