www.tubiad.org ISSN:2148-3736 El-Cezerî Fen ve Mühendislik Dergisi Cilt: 3, No: 1 (55-65) El-Cezerî Journal of Science and Engineering Vol: 3, No: 1 (55-65) ECJSE Makale / Research Paper Kürleştime Basıncının Hava Araçlarında Kullanılan Karbon Elyaf Takviyeli Epoksi Kompozitlerin Mekanik Özelliklerine Etkisi Fırat DURMUŞ a, Mürsel EKREM b ve Ömer SOYKASAP c a Selçuk Üniversitesi, Makine Mühendisliği Bölümü, Konya/Türkiye, firat_durmuş@yahoo.com b Necmettin Erbakan Üniversitesi, Makine Mühendisliği Bölümü, Konya/Türkiye, mekrem@konya.edu.tr c Afyon Kocatepe Üniversitesi, Malzeme Bilimi ve Mühendisliği Bölümü, Afyon/Türkiye, soykasap@aku.edu.tr Received/Geliş: 03.08.2015 Revised/Düzeltme: 26.12.2015 Accepted/Kabul: 01.01.2016 Özet: Bu çalışmada 8 kat karbon prepreg ile takviyelendirilmiş epoksi kompozit malzemenin farklı kürleştirme basınçlarında üretimi gerçekleştirilmiştir. 15, 20 ve 25 inhg basınçlarında kürleştirilerek üretilen karbon kompozit malzemelerin statik yükleme altında çekme deneyleri yapılarak mekanik özellikleri incelenmiş ve bu özellikler birbiri ile karşılaştırılmıştır. Çıktı performansları olarak elastisite modülleri, uzama miktarları ve çekme dayanımları çalışılmıştır. 20 inhg kürleştirme basıncının çekme dayanımı, 15 ve 25 ingh kürleştirme basınçlarıyla karşılaştırıldığında zaman sırasıyla % 6 ve % 14 artış göstermiştir. Anahtar Kelimeler: Kompozit malzemeler, Karbon prepreg, Kürleştirme basıncı, Çekme dayanımı The Effects of of Curing Pressure on Mechanic Characteristics of Carbon Fiber Reinforced Epoxy Composites Used in Aircrafts Abstract: In this study, the manufacture of epoxy-composite material, reinforced with 8 layers of carbon prepreg at different cure pressures has been carried out. Under static loads, tension experiments of carbonepoxy material manufactured at different cure pressures of 15, 20 and 25 inhg respectively were realized while mechanical characteristics of the material were also studied, and so these properties were put in comparison with each other As the output performance modules of elasticity, a mounts of elongation and tensile strength were closely investigated. When cure pressure tensile strength of 20 inhg was compared to the cure pressures of 15 and 25 inhgs, it proved to be the increase of 6 %and 14 % respectively. Keywords: Composite materials, Carbon prepreg, Curing pressure, Tensile strength 1. Giriş Günümüzde uçaklar, düşük ağırlık, yüksek performans, yüksek güvenilirlik, ekonomiklik ve uzun süre dayanıklılık esaslarına göre üretilmektedir. Uçaklar havadan daha ağır araçlardır. Uçakların performansında aerodinamik yapının, özellikle kanat tasarımının etkisi büyüktür. Uçakların dış görünüşlerinin zarif, ince, aerodinamik biçimli, yapısal olarak çok dayanıklı ve olabildiğince hafif olmaları istenmektedir. Bundan dolayı uçaklarda kullanılan malzemeler önemlidir [1]. Uzay araçlarının yapımına geçildiği asrımızda, çağın yenilikleri ve bilimin gelişmesi paralelinde günün ihtiyaçlarını karşılayabilecek, mevcut malzemelere göre gerek ekonomik, gerekse teknik Bu makaleye atıf yapmak için Durmuş, F., Ekrem, M., Soykasap, Ö., Hava Araçlarında Kullanılan Karbon Elyaf Takviyeli Epoksi Kompozitlerde Kürleştirme Basıncının Mekanik Özelliklerine Etkisi El-Cezerî Fen ve Mühendislik Dergisi 2016, 3(1); 55-65. How to cite this article Durmuş, F., Ekrem, M., Soykasap, Ö.,, The Effects of of Curing Pressure on Mechanic Characteristics of Carbon Fiber Reinforced Epoxy Composites Used in Aircrafts El-Cezerî Journal of Science and Engineering, 2016, 3(1); 55-65.
ECJSE 2016 (1) 55-65 Hava Araçlarında Kullanılan Karbon Elyaf Takviyeli Epoksi yönden daha uygun malzemeler üretme yoluna gidilmiştir. Aynı zamanda genleşme katsayıları yüksek, yorulma dayanımı iyi, çekme ve eğme değerleri uygun, çatlamaya ve kırılmaya karşı dayanıklı olması gibi özellikler de istenmektedir. Dolayısıyla hem ekonomik, hem mukavemetli ve hem de çok hafif malzemelerin üretilmesi için yapılan çalışmalar yoğunlaştırılmıştır. Böylece değişik özelliklere sahip birden fazla malzemenin özel yöntemlerle fiziksel olarak birleştirilmeleri suretiyle elde edilen kompozit malzemeler büyük önem kazanmıştır. Bu amaçla hem daha güçlü ve sağlam elyaflar, hem de daha yüksek ısı dayanımlı, yüksek kırılma tokluğu, çatlaklara karşı gösterdiği direnç, darbe dayanımı yüksek ve sert polimer matrisler üzerinde çalışmalar devam etmektedir [2]. Polimer matris ile elyafların arasındaki iyi bir arayüzey yapışması yüksek performanslı kompozitlerin hazırlanması için son derece önemlidir. Karbon elyafla takviyeli polimer kompozitlerin mekanik performansları sadece takviye malzemelerin ve matrisin özelliklerine değil aynı zamanda elyaf ve matris arasındaki arayüzey özelliklerine de bağlıdır. Mükemmel arayüzey yapışma yeni bir bileşen eklenerek elde edilebilir olsa da kürleşme ve üretim aşamasını karmaşık hale getirir [3-5]. Kompozit malzemelerin, kırılma ve hasar davranışlarının bilinmesi oldukça önemlidir. Dinamik gerilme durumu mevcut olan makine elamanlarında yorulma olayı malzemelerde çatlaklar ve hasarların sürekli olarak gelişmesi, ilerlemesi ve malzemenin hasar görmesiyle sonuçlanır. Dolayısıyla çatlak boyutları ve ilerleme sekli bilinirse makine elemanı tasarım aşamasında iken hasarı önlenebilir. Bu sebeple her biri yeni bir malzeme olan kompozit malzemelerin kırılma davranışları üzerinde pek çok çalışma yapılmıştır [6]. Son zamanlarda yapılan araştırmalarda epoksi matrisi katılaştırmak için ikincil polimer faz kullanılmaktadır. İkincil polimer faz olarak kimyasal tepkimeye aktif sıvı formunda kauçuk epoksiye ilave edilmesi ile süneklik ve tokluk kazandırılmıştır[7-10]. Sıvı kauçuklar katılaştırıcı maddesi olarak bazı sınırlamaları vardır. Süneklik ve tokluğu artırmak için epoksi reçinenin hem elastikiyet modülünden hem de camsı geçiş sıcaklığından ödün verilerek elde edilebilir. Özellikle havacılık ve uzay sanayi gibi bazı endüstrilerin hem yüksek termal kararlılık hem de dayanıklılık gösteren kompozit malzemeler için artan talepleri vardır ve bunun sonucu olarak mühendislik termoplastiklerine göre alternatif bir katılaştırıcı maddeleri, epoksi reçinelerin kırılma özelliklerini geliştirmek için kullanılmaktadır[11-16]. Bu çalışmamızda 8 kat karbon prepreg takviyeli epoksi kompozitlerin farklı kürleştirme basınçlarındaki mekanik davranışları üzerine etkileri çalışılmıştır. 15, 20 ve 25 inhg kür basınçlarının tek eksenli çekme etkisi altındaki dayanımı, maksimum birim uzama ve çekme elastisite modülününe etkisi araştırılmıştır. 2. Deneysel 2.1. Malzemeler Çalışmamızda Airbus firmasının kullanmış olduğu BMS 8-168 3K-70-PW seri numaralı karbon prepreg malzemenin ağırlığı 195 gr/m² ve kür edilme tabaka kalınlığı 0,22 mm kompozit malzeme kullanılmıştır. Kompozit malzemelerin üretimleri Türk Hava Yolları Teknik A.Ş. nin kompozit atölyesinde 15, 20 ve 25 inhg basınçlarında kürleştirilerek ve temiz oda ortamında gerçekleştirilmiştir. 56
Durmuş, F., Ekrem, M., Soykasap, Ö., ECJSE 2016 (1) 55-65 2.2. Karbon Elyaf Takviyeli Kompozit Malzemelerin Üretilmesi Şekil 2.1.a da gösterildiği gibi önceden reçine emdirilmiş karbon elyaflar (prepreg) -18 C sıcaklıkta buzdolabı ortamında muhafaza edilmelidir. Rulo halinde bulunan prepreg malzemeden önceden belirlenen açı ve istenilen kat kadar kesilir. Bu çalışmada 8 kat karbon prepreg malzemeler Şekil 2.1.b de görüldüğü gibi malzeme üzerine çizilerek 0, +90, +45, -45,-45, +45, +90, 0 açılarda kesme işlemi yapılarak karbon elyafların izotropik olarak yönlendirilmesi gerçekleştirilmiştir (Şekil 2.1.c). (a) Polietilen koruyucu Polietilen koruyucu (b) (c) Şekil 2.1. Prepreg kompozit elyaf malzemenin a) şematik görünüşüü, b) istenilen açılarda kesilmesi ve elyaf yönlendirilmesi Gerekli açılarda kesilen prepreg malzemeler üzerinde bulunan koruyucu tabakalar çıkarıldıktan sonra kaç kat malzeme üretilecek ise üst üste gelecek şekilde düzgün olarak yerleştirilir. Burada dikkat edilmesi gereken önemli noktalardan biri de gerek malzemelerin kesilip üst üste konması gerekse vakuma alınma işlemlerinin yapılması sırasında kullanılan ortamın belirli özelliklere sahip olmasıdır, temiz odalar diye adlandırılan bu alanlarda yapışmayı engelleyici herhangi bir maddenin bulundurulmaması gerekir. Bu yabancı maddelere her türlü yiyecek, içecek dahil olduğu gibi, çözücüler, egzoz gazı çıkaran herhangi bir araçta dahildir. Oda sıcaklığı 21 ± 3 C, odanın nemi % 45 ± 10, odada bulunan toz büyüklüğü de maksimum 10 mikron olmalıdır. Parçalar hazırlandıktan sonra kür işlemine geçilmeden önce vakuma alınmalıdır (Şekil 2.2.). Vakum torbasının alınmasının iki büyük amacı vardır. Birinci amaç uygulanan vakum sayesinde malzeme katlarının birbirine yapışmasını hızlandırmak, ikinci amaç ise katlar arasındaki uçucu gazları ve hava kabarcıklarının giderilmesini sağlamaktır. Vakuma almak için en alta kestiğimiz bütün parçaları kavrayacak şekilde ısı ve basınçtan etkilenmeyen vakum naylonu konur. 57
ECJSE 2016 (1) 55-65 Hava Araçlarında Kullanılan Karbon Elyaf Takviyeli Epoksi Vakum torbası Havalandırma kumaşı Ayırıcı film (gözenekli olmayan) Vakum pompası Hava boşaltma kumaşı Sızdırmazlık bant Kalıp kenarı Ayırıcı film (gözenekli) Soyma kumaşı Prepreg Soyma kumaşı Ayırıcı film Destek Şekil 2.2. Prepreg kompozitlerin vakum torbası yatırma yönteminin şematik gösterimi [17] Kesilen ve belirli açılarda üst üste 8 kat konulan parçaların altına ayırıcı film (release film) olarak tabir edilen, genelde florokarbon polimerleri içeren naylonumsu bir malzeme yerleştirilir. Konulan ayırıcı film çoğu zaman gözenekli bir yapıya sahiptir. Bu gözeneklerin amacı fazla reçinelerin prepreğin yüzeyinden alınmasını sağlamaktır. Kür esnasında çok az miktarda reçinenin emilmesi isteniyorsa ayırıcı filmdeki gözenekler küçük ve geniş aralıklı olması gerekmektedir. Eğer reçinenin hepsinin emilmesi isteniyorsa gözeneksiz ayırıcı filmler kullanılmalıdır. Şekil 2.3.a da gösterildiği gibi parçanın sıcaklığını kür işlemi esnasında izleyebilmek amacı ile parçanın büyüklüğü ile orantılı olacak şekilde ısıl çift (thermocouple) yerleştirilir. Parça üzerine takılan thermocoup ler ile uygulanan ısının takibi, sıcak yapıştırıcı (hot bonder) adlı cihazdan yapılarak istenilmeyen bir durum meydana geldiğinde müdahale edilebilir. Bu işlem büyük kür fırınlarında, daha önceden yüklenmiş olan programlar sayesinde gerçekleştirilmektedir. Kür işlemine başlamadan önce malzemeye uygun değerler bilgisayara girilerek otomatik olarak ısı kontrol altına alınmaktadır (Şekil 2.3.b). (a) Şekil 2.3. a) Kür işlemi esnasında kullanılan ısıl çift, b) ısı kontrol ünitesi Vakum torbası hazırlama işlemi, kompozit parça imalatının en kritik işlemlerinden birisidir. Torbadaki herhangi bir kaçak, parçanın istenilen kalitede olmamasına yol açar. Eğer kalıbın yüzeyinde üretilen parçanın şeklinden dolayı çok keskin köşeler varsa ve bu kısımlara vakum torbası hazırlanırken özel tekniklerle vakum torbasının baskı yapması sağlanmazsa, parçada o kısımlara otoklav basıncın yeterince ulaşmamasından dolayı reçine fazlası oluşur. Parçanın her tarafında eşit reçine dağılımının olmaması ise üretilen parçanın kaliteli olmaması anlamına gelmektedir. (b) 58
Durmuş, F., Ekrem, M., Soykasap, Ö., ECJSE 2016 (1) 55-65 Vakum torbası hazırlandıktan sonra torbanın içinde bulunan vakum portlarının üzerinden basınç hattının hortumunun geçeceği kadar ince bir delik delinerek basınç hattı takılır. Parçalar kür işlemine geçmeden parçanın büyüklüğüne bağlı olarak 1 saat kadar istenilen basınç miktarı kadar vakumlu bir şekilde bekletilmelidir. Şekil 2.4. te vakum verilmiş bir parça üzerinde vakum portları görülmektedir. Şekil 2.4. Kompozit prepreglerin farklı basınçlarda vakuma alınması Kompozit malzemeler vakuma alma işleminden sonra belirli sıcaklık ve basınç etkisi altında kür edilir. Kür işleminde matris malzemesi kimyasal bağ oluşturarak sertleşip katı hale gelir. Kür işleminin parametreleri üretilecek parçada istenilen optimum özelliklere göre belirlenir. Kompozit parça imalatında en önemli parametreler zaman, sıcaklık, ısıtma hızı, basınç, vakum ve soğutma hızıdır. Şekil 2.5. te 121 ºC (250 ºF) karbon prepreg malzemeye ait vakum basıncı- ısı-zaman grafiği görülmektedir. Şekil 2.5. Karbon prepreg malzemeye ait vakum basıncı- ısı-zaman grafiği Prepreg kumaşların kür edilmesi esnasında ise sıcak yapıştırma (heat blanket, hot bonder), fırınlama (oven) ve otoklav (autoclave) gibi kür etme yöntemleri kullanılmaktadır. Bu çalışmada prepreg malzemelerin kür edilmesi için sıcak yapıştırma ve fırınlama yöntemleri kullanılmıştır (Şekil 2.6.). 59
ECJSE 2016 (1) 55-65 Hava Araçlarında Kullanılan Karbon Elyaf Takviyeli Epoksi Kür fırını Vakum poşeti altındaki prepregler Vakum pompası Isıl çift (Termocouples) Şekil 2.6. Vakum poşeti ve fırınlama işleminin şematik görünüşü Airbusun kullandığı BMS 8-168 3K-70-PW karbon prepreg malzeme de 250 F sıcaklıkta kür edilmiştir. Örneğin 250 F karbon malzeme fırına konulmadan önce fırın 54 C sıcaklığa kadar ısıtılır. Fırının programına bilgiler malzemenin özelliğine göre 121 C (250 F ) dereceye kadar dakikada 3 C artarak şekilde giriş yapılmalıdır. 121 ºC (250 ºF) sıcaklıkta 90 dakika bekletilerek kür edilir. Gerekli zaman tamamlandıktan sonra dakikada 3 ºC azalacak şekilde 52 ºC ye kadar soğuma işlemi gerçekleştirilir ve kür işlemi tamamlanmış olur. Belirtilen süre dolduktan sonra malzemenin özelliğine göre uygun şekilde sıcaklık düşürülerek oda sıcaklığına gelinceye kadar bekletilmelidir. Sıcaklık oda sıcaklığına düşmeden malzeme üzerindeki vakum alınmamalıdır. Thermocouplerden okunan değer oda sıcaklığını gösterdiğinde havanın kaynağı kesilerek malzeme üzerindeki basınç bitirilir. Vakum torbası üretilen parçalara zarar vermeyecek şekilde kesilerek şekil 2.7. de görüldüğü gibi kompozit parçalar çıkartılır. Şekil 2.7. Kürleştirme sonrası karbon prepreg kompozitlerin vakum poşetinden çıkarılması 2.3. Deney Numunelerinin Hazırlanması Kompozit parçaların kesiminde kullanılan kesici takım ve aparatların hızları diğer malzemelere kullanılan kesici takımların hızlarına göre farklılık göstermektedir. Ayrıca kompozit i oluşturan matrisin özellikleri de kesme işlemini etkilemektedir. Kompozit in içerisinde bulunan güçlendiricilere (karbon, cam, kevlar) göre de farklılık göstermektedir. Kompozit in delme işlemleri mekanik metotlarla gerçekleştirilebileceği gibi su jeti ve lazer ile yapılabilmektedir. Mekanik metot 60
Durmuş, F., Ekrem, M., Soykasap, Ö., ECJSE 2016 (1) 55-65 da metal kesme metotlarına oranla kesme hızı arttırılırken parçanın kesme kafasına doğru besleme hızı düşürülmelidir. Optimum hızlar kompozit parçayı oluşturan reçine ve güçlendiriciye göre ayarlanmaktadır. Parçanın kalınlığı da burada önemli bir faktördür. Termoset kompozitler için tipik kesme hızı değerleri 180-300 m/dak. arasında olmaktadır [18]. Kompozit malzemelerin işlenmesi ve kesilmesinde elmas ve karbide kesici takımlar kullanılır. Kesici takımların keskin durumda olmasına dikkat edilmelidir. İşleme esnasında kompozit malzemelerin kırılgan yapısı her zaman göz önünde bulundurulmalıdır. Kesme işlemi sırasında dönen elmas uçlu çarkın kompozit parçaya mümkün olan en düşük kuvvet uygulayarak girmesi çok önemlidir. Çünkü sürtünmeden ve kayma kuvvetinden dolayı oluşacak ısının minimum olması kesişen yüzeyin kalitesini arttırmaktadır. Bu çalışmadaki deney parçaları elmas uçlu çark kullanarak kesilen numuneler şekil 2.8. de gösterilmektedir. Şekil 2.8. Çekme deneyleri için kesilen deney numuneler Şekil 2.9. da görüldüğü gibi kesme işlemi sonucunda 27 mm genişliğine ve 127 mm boyunda düz parça elde edilmeye çalışılmıştır. Şekil 2.9. Çekme deney numunelerin boyutları 2.4. Çekme Deneyleri Çekme deneyleri İNSTRON 8801 cihazında gerçekleştirilmiştir. Şekil 2.10. da görüldüğü gibi test cihazında uzama miktarını ölçmek ekstansometre kullanılmıştır. Çekme işlemi sırasında cihazın çenelerinin hızı 2 mm/dak olarak ayarlanmıştır. 61
ECJSE 2016 (1) 55-65 Hava Araçlarında Kullanılan Karbon Elyaf Takviyeli Epoksi Şekil 2.10. Numunelerin çekme deney cihazına ekstansometre ile bağlanması Çekme deneyi için 15, 20, 25 inhg basınçlarında beşer adet deney numuneleri hazırlanmıştır. 8 kat karbon prepreg kompozit malzemelerin deney sonuçları farklı kürleştirme basınçlarına göre karşılaştırılmıştır. Her bir numuneye uygulanan yük P ve yer değiştirme δ değerleri anlık olarak kayıt edilmiş ve numunelerin çekme dayanımları aşağıdaki denklem ile hesaplanmıştır; (2.1) Denklem 2.1.'de σ i numunede i'inci kuvvet anında oluşan gerilmeyi (MPa), P i uygulanan yükü (N), A ortalama kesit alanını (mm 2 ) ve denklem 2.2.'de ise P max numunenin taşıyabildiği maksimum yükü (N) ve σ max ise numunede oluşan maksimum gerilmeyi (MPa) göstermektedir. Numuneye uygulanan yük nedeniyle yer değiştirmeye bağlı olarak numunenin şekil değişimi; (2.2) (2.3) Denklem 2.3.'de i i'inci yer değiştirme noktasında oluşan şekil değiştirme miktarını (mm/mm), δ i yer değişimini, L g ekstansometre gage uzunluğunu temsil etmektedir. Çekme elastisite modülü ise; Çekme elastisite modulünün hesaplanmasında kullanılan denklem 2.4.'te E f çekme elastisite modulünü (MPa), Δσ seçilmiş iki gerilme noktası arasındaki fark (MPa), Δ seçilmiş iki şekil değiştirme miktarı arasındaki farktır (normalde Δ =0.002 alınır ve bu değerler arasındaki gerilme noktalarının farkı elastisite modulünün büyüklüğünü belirler). Yukarıdaki denklemler kullanılarak elde edilen veriler sayısal hale getirilmiş veriler tablolara dönüştürülerek birbirleri ile kıyaslanmıştır. (2.4) 62
Durmuş, F., Ekrem, M., Soykasap, Ö., ECJSE 2016 (1) 55-65 3. Sonuçlar ve Tartışma Bu çalışmada farklı kürleştirme basınçlarında üretilen 8 kat karbon prepreg kompozitlerin tek eksenli çekme etkisi altındaki dayanım ve çekme elastisite modülünün bulunabilmesi için ASTM D 3039 standardına uygun olarak çekme deneyleri yapılmıştır. Çekme deneyleri sonucunda 15, 20, 25 inhg kürleştirme basınçlarında elde edilen tipik çekme dayanımı, maksimum yük, maksimum birim uzama ve elastikiyet modülü Çizelge 3.1., 3.2. ve 3.3.'te verilmiştir. Deney sonuçları incelendiği zaman 15 inhg kürleştirme basıncında üretilen karbon elyaf takviyeli kompozit malzemelerin maksimum yüklemenin, çekme dayanımının ve elastikiyet katsayısının ortalama değerleri sırasıyla 25.27 kn, 329.85 MPa ve 377.39 GPa değerleri hesaplanmıştır. 15 inhg kürleştirme basıncında üretilen karbon elyaf takviyeli kompozitin ortalama boyutları 27.35x2.80 mm (alanı:76.58mm 2 ) dir. 20 inhg kürleştirme basıncında üretilen karbon elyaf takviyeli kompozit malzemeler, 15 inhg kürleştirme basıncında üretilen karbon elyaf takviyeli kompozit malzemeler ile karşılaştırıldığı zaman maksimum yükleme % 0.4 azalırken, çekme dayanımında ve elastikiyet katsayısında ise sırasıyla % 6 ve % 10 artış göstermiştir. Kürleştirme basıncı 25 inhg de üretilen kompozit malzemenin mekanik özellikleri 15 ve 20 ingh kürleştirme basınçlarındaki kompozit malzemelerden daha düşük değerler elde edilmiştir. Kürleştirme basıncının artması kompozit malzemeler çekme dayanımı ve elastikiyet katsayısını düşürmüştür. Numuneler Çizelge 3.1. 15 inhg karbon prepreg kompozit malzemenin çekme deney sonuçları Boy En Kalınlık Yük (kn) Çekme dayanımı (MPa) birim uzama (%) Elastikiyet modülü (GPa) 1 127 27.35 2.76 19.90 263.63 0.97 365.22 2 127 27.40 2.84 27.36 351.60 0.93 378.10 3 127 27.24 2.78 27.90 368.43 0.97 379.80 4 127 27.43 2.84 25.04 321.43 1.10 348.65 5 127 27.32 2.78 26.14 344.18 0.83 415.19 Ortalama 127 27.35 2.80 25.27 329.85 0.96 377.39 Numuneler Çizelge 3.2. 20 inhg karbon prepreg kompozit malzemenin çekme deney sonuçları Boy En Kalınlık Yük (kn) Çekme dayanımı (MPa) birim uzama (%) Elastikiyet modülü (GPa) 1 127 27.23 2.75 24.13 362.3 0.79 407.92 2 127 27.33 2.72 27.84 374.51 0.93 389.53 3 127 27.37 2.52 20.28 294.03 0.68 432.5 4 127 27.35 2.73 24.97 334.42 0.75 418.19 5 127 27.30 2.75 28.65 381.62 0.90 423.96 Ortalama 127 27.32 2.69 25.17 349.38 0.81 414.42 63
ECJSE 2016 (1) 55-65 Hava Araçlarında Kullanılan Karbon Elyaf Takviyeli Epoksi Numuneler Çizelge 3.3. 25 inhg karbon prepreg kompozit malzemenin çekme deney sonuçları Boy En Kalınlık Yük (kn) Çekme dayanımı (MPa) birim uzama (%) Elastikiyet modülü (GPa) 1 127 27.16 2.83 28.84 375.25 0.76 384.25 2 127 27.23 2.79 22.97 302.31 0.65 398.08 3 127 27.24 2.8 23.71 310.88 0.63 406.87 4 127 27.30 2.88 21.45 272.88 0.81 378.11 5 127 27.25 2.81 20.91 274.02 0.67 408.99 Ortalama 127 27.24 2.82 23.58 307.07 0.70 395.26 Şekil 3.1. de görüldüğü gibi karbon elyaf takviyeli kompozit malzemelerin yükleme sonrası kopmuş durumu görülmektedir. 4. Sonuçlar Şekil 3.1. Karbon prepreg kompozit malzemenin çekme deneyi sonucu kopmuş hali Elyaf takviyeli kompozit malzemeler son zamanlarda araştırmacılar tarafından kürleştirme basıncının, su ve nemli ortamların ve ultraviyole ışınların etkileri üzerine çalışmalar yapılmaktadır. Bu çalışmamızda karbon elyaf takviyeli kompozit malzemelere sabit yük altında çekme deneyleri yapılarak kürleştirme basıncının elastisite modüllerine, uzama miktarlarına ve çekme dayanımlarına etkisi çalışılmıştır. Üretilen karbon prepreg kompozit malzemelere uygulanan çekme deneyleri sonucunda 20 ingh kürleştirme basıncın çekme dayanımını artırdığı gösterilmiştir. Kürleştirme basıncın artmasıyla mekanik özellikleri azalmıştır. Kaynaklar [1]. Durmuş, F., Material failures in aircraft fuselage and mechanic tests of a repaired composite structure, in Graduate School of Natural and Applied Sciences. 2006, Afyon Kocatepe University: Afyon. p. 132. [2]. Jones, R.M., Mechanics of composite materials. 1998: Crc Press. [3]. Choi, Y.K., et al., Mechanical and physical properties of epoxy composites reinforced by vapor grown carbon nanofibers. Carbon, 2005. 43(10): p. 2199-2208. [4]. Daniel, I.M., et al., Engineering mechanics of composite materials. Vol. 3. 1994: Oxford university press New York. 64
Durmuş, F., Ekrem, M., Soykasap, Ö., ECJSE 2016 (1) 55-65 [5]. He, H.W., et al., Mixed resin and carbon fibres surface treatment for preparation of carbon fibres composites with good interfacial bonding strength. Materials & Design, 2010. 31(10): p. 4631-4637. [6]. Erkendirci, O.F., A. Avci, and M. Ekrem, Investigation of the Fracture Behavior of Woven Fiber Glass-reinforced Low-density Polyethylene Composite. Journal of Composite Materials, 2010. 44(23): p. 2697-2709. [7]. Dispenza, C., et al., Reactive blending of functionalized acrylic rubbers and epoxy resins. Polymer Engineering and Science, 2001. 41(9): p. 1486-1496. [8]. Yan, C., et al., Numerical and experimental studies on the fracture behavior of rubbertoughened epoxy in bulk specimen and laminated composites. Journal of Materials Science, 2002. 37(5): p. 921-927. [9]. Kumar, P. and R.K. Singh, Impact damage area and interlaminar toughness of modified FRP laminates. Advanced Composite Materials, 2000. 9(2): p. 77-88. [10]. Park, J.S., S.S. Park, and S. Lee, Thermal and mechanical properties of carbon fiber reinforced epoxy composites modified with CTBN and hydroxyl terminated polyester. Macromolecular Symposia, 2007. 249: p. 568-572. [11]. Yun, N.G., Y.G. Won, and S.C. Kim, Toughening of carbon fiber/epoxy composite by inserting polysulfone film to form morphology spectrum. Polymer, 2004. 45(20): p. 6953-6958. [12]. Woo, E.M. and K.L. Mao, Interlaminar morphology effects on fracture resistance of amorphous polymer-modified epoxy/carbon fibre composites. Composites Part a-applied Science and Manufacturing, 1996. 27(8): p. 625-631. [13]. Saalbrink, A., M. Mureau, and T. Peijs, Blends of poly(ethylene terephthalate) and epoxy as matrix material for continuous fibre reinforced composites. Plastics Rubber and Composites, 2001. 30(5): p. 213-221. [14]. Teng, K.C. and F.C. Chang, Single-phase and multiple-phase thermoplastic/thermoset polyblends.2. Morphologies and mechanical properties of phenoxy/epoxy blends. Polymer, 1996. 37(12): p. 2385-2394. [15]. Bonnaud, L., et al., Effect of reinforcing glass fibers on morphology and properties of thermoplastic modified epoxy-aromatic diamine matrix. Polymer Composites, 2004. 25(4): p. 368-374. [16]. Wong, D.W.Y., et al., Improved fracture toughness of carbon fibre/epoxy composite laminates using dissolvable thermoplastic fibres. Composites Part a-applied Science and Manufacturing, 2010. 41(6): p. 759-767. [17]. Hexcel, Prepreg Technology. 2013: Hexcel Corporation. [18]. Boeing, Advanced Composite Repair For Engineers. 1996, Commercial Airplane Group: USA. p. 34-47. 65