| Journal: | Polimeros (Sao Carlos) |
| Database: | PERIÓDICA |
| System number: | 000314112 |
| ISSN: | 1678-5169 |
| Authors: | Mayer, Sergio1 Candido, Geraldo M2 Rezende, Mirabel C |
| Institutions: | 1Empresa Brasileira de Aeronautica S.A., Departamento de Engenharia Mecanica e Aeronautica, Sao Jose dos Campos, Sao Paulo. Brasil 2Instituto de Aeronautica e Espaco, Centro Tecnico Aeroespacial, Sao Jose dos Campos, Sao Paulo. Brasil |
| Year: | 2003 |
| Season: | Jul-Sep |
| Volumen: | 13 |
| Number: | 3 |
| Pages: | 147-153 |
| Country: | Brasil |
| Language: | Portugués |
| Document type: | Artículo |
| Approach: | Experimental, analítico |
| English abstract | 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 |
| Portuguese abstract | 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) |
| Disciplines: | Ingeniería |
| Keyword: | Ingeniería de materiales, Ingenieria aeroespacial, Carbono/epoxi reparado, Resistencia, Tracción, Laminados, Temperatura |
| Keyword: | Engineering, Materials engineering, Aerospatial engineering, Repaired carbon/epoxy, Tensile, Strength, Laminates, Temperature |
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