Influência da temperatura e tempo de cura na transição vítrea da resina epóxi

Abstract

O presente estudo determinou a temperatura de transição vítrea (Tg) de uma resina epóxi utilizada como matriz de material compósito com tecido de fibra de carbono. Foram utilizados dois métodos distintos de cura, com o objetivo de obter uma Tg mínima e uma cura sem bolhas ou vazios internos. A aplicação dessa resina será como matriz de um compósito laminado de fibra de carbono. Para tal dois métodos de cura foram propostos, o método A e B. O método A consistiu em curar a resina em estufa com uma temperatura de cura e pós-cura mais elevadas, porém por num tempo menor do que o método B. O método A resultou em temperaturas de transição vítrea em três das cinco amostras acima dos 100°C; porém, houveram defeitos internos nas amostras no momento da cura em temperatura elevada. O método B consistiu em curar 4 amostras em temperatura mais baixa (na faixa dos 23 °C), por um período de tempo maior (24, 96, 168, 240 h). Após esse processo, submeteu-se a uma pós-cura em estufa com uma temperatura mais elevada (55 °C ou 80 °C) por 4 horas, e avaliou-se a sua Tg antes e depois do processo de pós-cura. O método B obteve todas as amostras livres de defeitos tanto no processo de cura quanto no processo de pós-cura, e apresentou uma amostra com Tg logo acima dos 90 °C após o processo de pós-cura. A aplicação do material compósito em estrutura aeronáutica será submetida a temperaturas de no máximo 80 °C. O método B foi escolhido por satisfazer os critérios de isenção de defeitos internos e uma Tg acima dos 80 °C.

Influence of temperature and cure time in the glass transition of epoxy resin

The present study aims to determine the glass transition temperature (Tg) of an epoxy resin used as composite matrix with carbon fiber fabric, according to two different curing methods, in order to obtain a minimum Tg and one cure without bubbles or internal vacuum. The application of this resin will be as matrix of a carbon fiber laminate composite. For these two cure methods, the method A and method B were proposed. The method A consisted in curing the resin in a furnace with higher cure temperature and post-cure, but for a shorter time than method B. The method A resulted in glass transition temperatures in three of the five samples above 100 ° C; however, there were internal defects in the samples at the time of curing with elevated temperature. The method B consisted of curing 4 samples at a lower temperature (about 23°C) for a longer time (24, 96, 168, 240 h). After this process, it was subjected to a cure in a post-cure oven with higher temperature (55°C or 80°C) for 4 hours and its Tg was evaluated before and after the post-cure process. The Method B obtained all samples free from defects in the curing process and in the post-cure process, and presented a sample with Tg above 90 ° C after the post-cure process. The application of the composite material in aeronautical structure will be submitted to temperatures of maximum 80 ° C. The method B was chosen because it met the criteria for exemption from internal defects and a Tg above 80 ° C.