Desenvolvimento de um processo de laminação de material compósito com fibra de carbono e matriz de resina epóxi da asa de uma aeronave rádio controlada

Abstract

O presente estudo visa desenvolver um processo de laminação em material compósito do bordo de ataque do aeromodelo da Universidade de Caxias do Sul, em substituição ao fabricado atualmente em madeira balsa. Para este fim, foi necessário determinar o ciclo de cura da resina epóxi, tendo como premissas a temperatura de transição vítrea acima de 80 graus Célsius, verificada pelo método da calorimetria exploratória diferencial. As propriedades mecânicas foram determinadas tanto da resina epóxi curada, quanto da fibra de carbono utilizando o ensaio de tração. A laminação do compósito foi realizada utilizando como base um modelo macho de uma secção do bordo de ataque do aeromodelo, fabricado em centro de usinagem. O perfil foi laminado utilizado 2 camadas de fibra de carbono, para a camada interna foi utilizada a fibra unidirecional no sentido longitudinal do modelo e a camada externa foi laminada com um tecido 0° / 90°. O compósito foi submetido ao ciclo de cura e pós cura que apresentou os melhores resultados com relação a resina epóxi, porém foi necessário a construção de um vaso de pressão, visando uma maior compactação das fibras. Por fim, foi realizada uma avaliação dimensional em um equipamento de medição tridimensional, que constatou uma variação máxima de 6,5 % entre o modelo CAD e o perfil laminado, mostrando que o processo de laminação empregado é uma alternativa viável para substituir o material atual, agregando maior rigidez e resistência mecânica.

The present study aims to develop a lamination process in composite material of the leading edge of the model aircraft of the University of Caxias do Sul, replacing the one currently made of balsa wood. For this purpose, it was necessary to determine the curing cycle of the epoxy resin, having as assumptions the glass transition temperature above 80 degrees Celsius, verified by the differential exploratory calorimetry method. Mechanical properties were determined from both cured epoxy resin and carbon fiber using the tensile test. The lamination of the composite was performed using as a basis a male model of a section of the leading edge of the model aircraft, manufactured in machining center. The profile was laminated using 2 layers of carbon fiber, for the inner layer the unidirectional fiber was used in the longitudinal direction of the model and the outer layer was laminated with a 0 ° / 90 ° fabric. The composite was submitted to the curing and post curing cycle that presented the best results in relation to epoxy resin, but it was necessary to build a pressure vessel, aiming at a greater fiber compaction. Finally, a dimensional evaluation was performed on a three-dimensional measuring equipment, which found a maximum variation of 6.5% between the CAD model and the laminated profile, showing that the lamination process employed is a viable alternative to replace the current material, adding greater rigidity and mechanical resistance.