T.C. ULUDAĞ ÜNİVERSİTESİ FEN BİLİMLERİ ENSTİTÜSÜ POLYESTER DOKUMA KUMAŞ TAKVİYELİ KOMPOZİT MALZEMELERİN DARBE VE EĞİLME DAVRANIŞININ İNCELENMESİ NEŞE YILMAZ İŞMAN YÜKSEK LİSANS TEZİ TEKSTİL MÜHENDİSLİĞİ ANABİLİM DALI BURSA 2010 T.C. ULUDAĞ ÜNİVERSİTESİ FEN BİLİMLERİ ENSTİTÜSÜ POLYESTER DOKUMA KUMAŞ TAKVİYELİ KOMPOZİT MALZEMELERİN DARBE VE EĞİLME DAVRANIŞININ İNCELENMESİ NEŞE YILMAZ İŞMAN PROF. DR. HALİL RIFAT ALPAY (DANIŞMAN) YÜKSEK LİSANS TEZİ TEKSTİL MÜHENDİSLİĞİ ANABİLİM DALI BURSA 2010 T.C. ULUDAĞ ÜNİVERSİTESİ FEN BİLİMLERİ ENSTİTÜSÜ POLYESTER DOKUMA KUMAŞ TAKVİYELİ KOMPOZİT MALZEMELERİN DARBE VE EĞİLME DAVRANIŞININ İNCELENMESİ NEŞE YILMAZ İŞMAN YÜKSEK LİSANS TEZİ TEKSTİL MÜHENDİSLİĞİ ANABİLİM DALI Bu Tez 13/01/2010 tarihinde aşağıdaki jüri tarafından oybirliği/oyçokluğu ile kabul edilmiştir. Prof. Dr. Halil Rıfat ALPAY Prof. Dr. Recep EREN Danışman Yrd. Doç. Dr. Behiye KORKMAZ i ÖZET Günümüzde kompozit malzemelerde kullanılan bazı takviye malzemelerinin yüksek mukavemetli olmalarına karşın, maliyetleri yüksek, üretimleri zor ve zaman alıcı olabilmektedir. Bu kısıtlamalardan yola çıkarak bu çalışmada, seri üretimi olan ve ulaşılması kolay polyester dokuma kumaş takviye malzemesi olarak kullanılmıştır. Polyester kumaş vinilester reçine kombinasyonu, el yatırma tekniğine göre gerçekleştirilmiştir. Oluşturulan kompozit malzemenin mekanik özellikleri araştırılmış ve elde edilen sonuçlar, diğer bazı kompozit malzemelerin mekanik özellikleri ile kıyaslanmıştır. Buna göre, yeni malzemenin darbe dayanımının diğer kompozit malzemelerden bazısının darbe dayanımına yakın olduğu, çekme mukavemeti ve modülü ile eğilme mukavemeti ve modülünün düşük olduğu görülmüştür. Anahtar kelimeler: polyester kumaş, vinil ester reçine, kompozit malzeme ii ABSTRACT Reinforcement materials that are used in composites in specific applications can have higher costs, their productions can be difficult and time-consuming. Based on these limitations, in this work, polyester woven fabric, which is easy to access and has serial production, was used as reinforcement material. Polyester fabric/vinylester resin composites were manufactured by hand lay up method. Mechanical properties of this composite material was investigated and the results were compared with some other composite materials’ properties. According to these comparements, it is seen that impact performance of polyester fabric/vinylester composite is nearly equal and in some cases higher, but tensile properties and flexural properties are lower than the other composite materials. Key words: polyester fabric, vinyl ester resin, composite material iii İÇİNDEKİLER Sayfa no ÖZET i ABSTRACT ii İÇİNDEKİLER iii KISALTMALAR DİZİNİ v ÇİZELGELER DİZİNİ vi ŞEKİLLER DİZİNİ vii SİMGELER DİZİNİ ix GİRİŞ 1 1. KAYNAK ÖZETLERİ 3 1.1. Kompozit Malzemeler 3 1.2. Kompozit Malzemelerin Özellikleri 4 1.3. Kompozit Malzemelerin Uygulama Alanları 5 1.4. Kompozit Malzemelerin Temel Yapısı ve Sınıflandırılması 7 1.5. Takviye Malzemesi 10 1.6. Lif Takviyeli Kompozit Malzemeler ve Kullanılan Lifler 10 1.7. Matriks 12 1.8. Polimer Matriksler 14 1.8.1. Termoset Polimerler 15 1.8.2. Termoplastik Polimerler 16 1.9. Kompozit Malzeme Üretim Yöntemleri 17 1.9.1. El Yatırması 17 1.9.2. Elyaf Püskürtme 17 1.9.3. Fitil Sarma 18 1.9.4. Reçine Transfer Kalıplama (RTM) 19 1.9.5. Profil Çekme (Pultrüzyon) 19 1.9.6. Hazır Kalıplama 20 1.9.7. Vakum Torbalama 20 1.9.8. Otoklav 21 1.9.9. Vakum Enjeksiyon 21 1.10. Lif Takviyeli Kompozit Tabaka 21 1.10.1. Lif Takviyeli Kompozit Tabakanın Temel Özellikleri 22 1.10.1.1. Koordinat Eksenleri 22 1.10.1.2. İşaretler Sistemi 23 1.10.1.3. Lif Hacimsel Oranı ve Yoğunluk 24 1.10.1.4. Sürekli Lif Takviyeli Kompozitlerde Gerilim Hesaplamaları 25 1.10.2. İzotropik, Anizotropik ve Ortotropik Materyaller 26 1.10.3. Tabakanın Elastik Özellikleri 27 º 1.10.3.1. Tek Yönlü Sürekli Lif 0 Tabaka 27 1.10.3.2. Tek Yönlü Sürekli Lif Açılı Tabaka 29 1.10.4. Tabaka İçin Gerilme Gerinim İlişkileri 30 1.10.4.1. İzotropik Tabaka 30 1.10.4.2. Ortotropik Tabaka 31 iv 1.11. Çok Katlı Yapılar 35 1.11.1. Laminasyon Teorisi 37 1.11.2. Katmanlar Arası Gerilmeler 40 1.12. Dokuma Kumaş Takviyeli Kompozit Malzemeler 40 1.12.1. Bezayağı Örgü Yapısı 41 1.12.2. Dimi Örgü Yapısı 41 1.12.3. Saten Örgü Yapısı 42 1.12.4. Sepet Örgü Yapısı 43 1.12.5. Leno Örgü 43 1.13. Kompozit Malzemelerde Fiziksel Hata Mekanizmaları 44 1.14. Kompozit Malzemelerle İlgili Literatürde Yapılan Çalışmalar 45 2. MATERYAL VE METOD 51 2.1. Materyal 51 2.1.1. Vinilester Reçine 52 2.1.2. Jelleşme ve Kürleme 54 2.1.3. Sertleştirici 55 2.1.4. Hızlandırıcı 56 2.1.5. Polyester Dokuma Kumaş 56 2.2. Metot 57 2.2.1. İplik Numarası Tayini 57 2.2.2. İplik Mukavemet Testleri 58 2.2.3. Reçinesiz Kumaş Mukavemeti Testleri 58 2.2.4. Kompozit Malzemenin Hazırlanması 58 2.2.5. Kompozit Malzemenin Mekanik Performansının Belirlenmesi 59 2.2.5.1. Çekme Testi 60 2.2.5.2. Üç Noktalı Eğilme Testi 61 2.2.5.3. Darbe Dayanımı Testi 64 3. ARAŞTIRMA SONUÇLARI VE TARTIŞMA 66 3.1. İplik Mukavemet Testi Sonuçları 66 3.2. Reçinesiz Kumaş Mukavemeti Testi Sonuçları 68 3.3. Kompozit Malzeme Çekme Testi Sonuçları 72 3.4. Kompozit Malzeme Eğilme Testi Sonuçları 75 3.5. Darbe Testi Sonuçları 82 4. SONUÇ 84 KAYNAKLAR 86 ÖZGEÇMİŞ 89 TEŞEKKÜR 90 v KISALTMALAR DİZİNİ FRC Lif takviyeli kompozit ( Fiber Reinforced Composites) BMC Hamur kalıp bileşimi ( Bulk Moulding Compound) SMC Levha kalıp bileşimi ( Sheet Moulding Compound) UD Tek yönlü ( Unidirectional) RTM Reçine transfer kalıplama ( Resin Transfer Moulding) DIC Dijital görüntü korelasyon tekniği ( Digital Image Correlation) FEM Sonlu elemanlar metodu ( Finite Element Method) MEKP Metil etil keton peroksit vi ÇİZELGELER DİZİNİ Sayfa no Çizelge 1.1. Kullanım alanına göre kompozit malzemelerden beklenen özellikler 6 Çizelge 1.2. Takviye malzemeleri ve özellikleri 12 Çizelge 1.3. Termoset ve termoplastik reçinelerin kıyaslanması 14 Çizelge 1.4. Kompozit tabaka için belirleyici mekanik değerler 34 Çizelge 1.5. Çok katlı yapıyı karakterize eden mekanik değerler 39 Çizelge 1.6. Örgü yapılarının kumaş özellikleri açısından kıyaslanması 44 Çizelge 2.1. Sertleşmiş vinilester reçinenin mekanik özellikleri 54 Çizelge 2.2. Kumaş ve iplik özellikleri 56 Çizelge 2.3. Kompozit malzemenin fiziksel özellikleri 59 Çizelge 3.1. İplik mukavemeti değerleri 66 Çizelge 3.2. Şönil çekirdek iplik özellikleri ile çözgü ipliği özellikleri 67 Çizelge 3.3. Reçinesiz kumaşın mekanik özellikleri 68 Çizelge 3.4. Kompozit malzemenin mekanik özellikleri 72 Çizelge 3.5. Kompozit malzemenin eğilme mukavemeti ve modül değerleri 75 Çizelge 3.6. Kompozit malzemenin ani darbe mukavemeti değerleri 82 Çizelge 4.1. Vinilester reçine ile farklı lif hacimsel oranlarında takviyelendirilmiş kompozit malzemenin mekanik özellikler 84 Çizelge 4.2. Farklı üretim metotlarında ani darbe mukavemeti değerleri 85 Çizelge 4.3. Düz dokuma kumaş takviyeli kompozit malzemenin mekanik özellikleri 85 vii ŞEKİLLER DİZİNİ Sayfa no Şekil 1.1. Kompozit malzemenin temel bileşenleri 3 Şekil 1.2. Kompozit malzeme bileşenlerinin gerilme gerinim eğrileri 8 Şekil 1.3. Parçacık takviyeli kompozit yapı 8 Şekil 1.4. Lif takviyeli kompozit yapı 9 Şekil 1.5. Yapısal takviyeli kompozit yapı 9 Şekil 1.6. Matriks malzemelerinin gerilme gerinim eğrileri 14 Şekil 1.7. El yatırması işlemi 17 Şekil 1.8. Elyaf püskürtme işleminin uygulanması 18 Şekil 1.9. Fitil sarma işlemi 18 Şekil 1.10. Reçine transfer kalıplama işleminin gösterimi 19 Şekil 1.11. Pultrüzyon işlemi 19 Şekil 1.12. Hazır kalıplama işleminin şematik gösterimi 20 Şekil 1.12. Vakum torbalama işleminin uygulaması 21 Şekil 1.13. Tabaka için temel materyal ve yükleme eksenlerinin gösterimi 23 Şekil 1.14. Koordinat eksenleri 23 Şekil 1.16. Normal gerilmeler ve kayma gerilmeleri 24 Şekil 1.17. Ortotropik materyale ait üç simetrik düzlem 27 Şekil 1.18. Tek eksenli sürekli lif tabakada (a) boyuna yönde (b) enine yönde (c) kayma gerilmelerinin uygulanması 28 Şekil 1.19. Tek eksenli açılı sürekli lif tabaka 30 Şekil 1.20. İzotropik tabakada düzlemdeki gerilmeler 30 Şekil 1.21. Genel ortotropik tabakada düzlemdeki gerilmeler 32 Şekil 1.22. Özel ortotropik tabakada düzlemdeki gerilmeler 33 Şekil 1.23. Tek tabakada yükleme yönleri ve gerilmelerin gösterimi 34 Şekil 1.24. Tek yönlü yerleştirilmiş katlı yapı 35 Şekil 1.25. Açılı yerleştirilmiş katlı yapı 36 Şekil 1.26. Çapraz yerleştirilmiş katlı yapı 36 Şekil 1.27. Çok katlı yapıda tabakaların dizilişi 38 Şekil 1.28. Katlı yapıda yükleme yönleri ve gerilmeler 39 Şekil 1.29. Bezayağı örgü 41 Şekil 1.30. Dimi örgü 41 Şekil 1.31. Saten örgü 42 Şekil 1.32.Tek yönlü dokuma kumaş yapısı 42 Şekil 1.33. Sepet örgü 43 Şekil 1.34. Leno örgü 43 Şekil 2.1. İdeal bir reçinenin gerilme gerinim eğrisi 51 Şekil 2.2. Vinilester reçinenin kimyasal yapısı 52 Şekil 2.3. Kür edilmemiş reçine yapısının şematik gösterimi 52 Şekil 2.4. Kür edilmiş reçine yapısının şematik gösterimi 53 Şekil 2.5. Kumaşın ön yüzey görünümü 57 Şekil 2.6. Kumaşın arka yüzey görünümü 57 Şekil 2.7. Çekme testi numuneleri 61 Şekil 2.8. Instron cihazında çekme testi yapılmış numune görünümü 61 Şekil 2.9. Üç noktalı eğilme testinin şematik gösterimi 62 viii Şekil 2.10. Eğilme testi numuneleri 63 Şekil 2.11. Instron cihazına yerleştirilmiş eğilme testi numunesi 63 Şekil 2.12. Üç noktalı eğilme testinde meydana gelebilecek hata mekanizmaları 64 Şekil 2.13. Charpy test cihazında test bölgesinin şematik gösterimi 65 Şekil 3.1. Çözgü ve atkı ipliklerinin çekme mukavemeti ve uzama eğrileri 67 Şekil 3.2. Farklı yönlerdeki kumaş çekme mukavemeti ve uzama oranını gösteren eğriler 69 Şekil 3.3. İplik ve kumaş mukavemetini gösteren eğriler 70 Şekil 3.4. Kumaşın çözgü yönündeki test numunesi 71 Şekil 3.5. Kumaşın atkı yönündeki test numunesi 71 º Şekil 3.6. 45 doğrultusundaki test numunesi 72 Şekil 3.7. Çözgü yönünde test edilmiş kompozit malzeme numunelerinin çekme mukavemeti ve uzama oranını gösteren eğriler 73 Şekil 3.8. Kompozit malzemenin atkı yönündeki çekme mukavemeti değerlerini gösteren eğriler 73 º Şekil 3.9. 45 doğrultusunda hazırlanmış kompozit numunelerinin çekme mukavemeti ve uzama oranı eğrileri 74 Şekil 3.10. Çözgü yönünde test edilmiş numune 74 Şekil 3.11. Atkı yönünde test edilmiş numune 75 º Şekil 3.12. 45 doğrultusunda test edilmiş numune 75 Şekil 3.13. Çözgü yönünde eğilme testi yapılmış kompozit numunelerin yük uzama grafiği 76 Şekil 3.14. Çözgü yönünde test edilen numunelere ait eğrilerin tek bir eğilim çizgisi ile ifade edilmesi 77 Şekil 3.15. Atkı yönünde eğilme testi yapılmış kompozit numunelerinin yük uzama eğrileri 77 Şekil 3.16. Atkı yönünde test edilen numunelere ait eğrilerin tek bir eğilim çizgisi ile gösterilmesi 78 º Şekil 3.17. 45 doğrultusunda eğilme testi yapılan kompozit numunelerin yük uzama eğrileri 79 º Şekil 3.18. 45 doğrultusunda test edilen numunelere ait eğrilerin tek bir eğilim çizgisi ile gösterilmesi 79 Şekil 3.19. Çözgü yönünde test edilmiş numune 80 Şekil 3.20 Çözgü yönü test numunesine ait deformasyon şekli 80 Şekil 3.21. Atkı yönünde test edilmiş numune 80 Şekil 3.22. Atkı yönü test numunesine ait deformasyon şekli 81 º Şekil 3.23. 45 doğrultusunda test edilmiş numune 81 º Şekil 3.24. 45 doğrultusuna ait numunenin deformasyon şekli 81 Şekil 3.25. Ani darbe mukavemetinin farklı yönlerdeki değerlerinin kıyaslanması 82 ix SİMGELER DİZİNİ θ - Lif oryantasyon açısı σ - Normal gerilme τ - Kayma gerilmesi ρ - Yoğunluk w - Ağırlık ε - Çekme uzaması (gerinimi) E - Young modülü P - Yük A - Kesit alanı υ - Poisson oranı G - Kayma modülü γ - Kayma uzaması (gerinimi) mx, my - Elastik sabitler F - Kuvvet w - Genişlik t - Kalınlık l - Uzunluk m - Yük uzama eğrisinin elastik bölgeye eğimi KC - Ani darbe mukavemeti AC - Kırılma enerjisi 1 GİRİŞ Ġnsanlar ilk çağlardan bu yana malzemeyle hep iç içe olmuĢlardır. BaĢlangıçta ihtiyaçlarını gidermek, yaĢamak için bu malzemeler (taĢ, odun gibi) doğadan direkt olarak kullanılmaktaydı. Sonraları insanlar, iĢlerini kolaylaĢtırmak ve daha dayanıklı malzemeler elde etmek için bir takım karıĢımlar yapmaya baĢlamıĢlardır. Çamur ve samanın karıĢtırılmasıyla yapılan tuğlalar, özellikleri ve lif yönleri farklı ağaç levhaların üst üste konmasıyla yapılan ok yayları vs. kompozit malzemelerin baĢlangıcı olmuĢtur. Kompozit malzemeler, belirlenen uygulama alanı için istenen özelliklere sahip tek, homojen yapısal malzemenin bulunamaması sonucunda geliĢtirilmiĢlerdir. (Reinhart 1987) Kompozit malzemelerin geliĢmesi ve yaygınlaĢmaya baĢlaması I. ve II. Dünya SavaĢları sonrasında havacılığın geliĢmesi ve bu alandaki geliĢmiĢ yapısal özellik gereksinimlerinin değiĢmesiyledir. Önceleri hava taĢıtlarında, yüksek mukavemetli ve düĢük ağırlıkta yüksek katılığa sahip alüminyum alaĢımlar ana malzeme olarak kullanılmıĢtır. Ancak korozyon ve düĢük yorulma dayanımından kaynaklanan problemler neticesinde kompozit malzemeler önce uçaklarda sonra da uzay yapılarında kullanılmaya baĢlanmıĢtır. (Reinhart 1987) GeliĢtirilen kompozitlerde, konvansiyonel malzemelerin elastisite modüllerine ulaĢılmıĢtır. Uçak tasarımında ilk kullanılan kompozitler cam elyaf kompozitlerdir. Daha sonraları denizcilik ve otomotiv alanlarında da cam elyaf kompozitler kullanılmaya baĢlanmıĢtır. Kompozit malzemelerin, düĢük yoğunlukta yüksek mukavemet ve rijitlik, mükemmel yorulma dayanımı, yüksek korozyon dayanımı gibi özelliklere sahip olmaları onları birçok alanda tercih sebebi kılmıĢtır. Günümüzde takviye malzemesinin, matriksin ve malzeme iĢleme tekniklerinin geliĢtirilmesiyle kompozit malzemelerin nitelikleri ve kullanım alanları daha da çeĢitlenmektedir. Bu çalıĢmanın amacı, konvansiyonel yöntemlerle üretilmiĢ polyester dokuma kumaĢ vinil ester reçine kombinasyonundan oluĢan kompozit malzemenin mekanik 2 özelliklerinin araĢtırılması ve diğer bazı kompozit malzemelerin mekanik özellikleri ile kıyaslanıp kullanılabilirliğinin değerlendirilmesidir. 3 1. KAYNAK ÖZETLERİ 1.1. Kompozit Malzemeler En açık tanımıyla kompozitler, iki veya daha fazla farklı malzemeden ya da aynı malzemenin farklı fazlarından oluĢan ve bileĢen malzemelerden daha iyi özelliklere sahip olan materyallerdir. (http://mech-eng.curtin.edu.au/staff/davies/) BileĢenler, kendilerine özgü fiziksel formlarını koruyacak ve birbirleri içinde çözünmeyecek ya da yeni bir kimyasal bileĢen oluĢturmayacak Ģekilde birleĢtirilirler. Bir bileĢen takviye fazı, diğer bileĢen ise içine takviye fazının gömüldüğü matriks olarak adlandırılır. Tarihi ve doğal kompozit örnekleri mevcuttur: kamıĢla takviyelendirilmiĢ kilden yapılan tuğlalar, bambu filizli çamur duvarlar, beton, odun gibi. ġekil 1.1’de kompozit malzemenin bileĢenleri görülmektedir. takviyelendirici matriks ġekil 1.1. Kompozit malzemenin temel bileĢenleri (http://mech-eng.curtin.edu.au/staff/davies/) Günümüzde daha farklı ve daha yüksek performans gerektiren alanlarda geliĢmiĢ kompozit malzemeler kullanılmaktadır. GeliĢmiĢ kompozit materyaller, hava-uzay endüstrisinde kullanılan geliĢtirilmiĢ materyallerdir. Bunlar genelde, takviye maddesi olarak yüksek performanslı liflerden ve matriks olarak da polimerler veya metallerden oluĢurlar. Kullanılan lifler çok yüksek bir sertliğe ve dayanıma sahiptirler. Ancak liflerden yüksek özellikler elde edebilmenin anahtarı, lifleri, onları destekleyecek, 4 uygulanan kuvvetleri liflere transfer edecek ve yararlı yapısal Ģekil oluĢturacak çevredeki matriks içine gömmektir. Örnek olarak, karbon ya da grafit lifi/epoksi, cam lifi/epoksi gibi. Bu geliĢmiĢ kompozitler günümüzde ticari endüstrilerde birçok uygulama alanlarına sahiptirler. (http://www.uofaweb.ualberta.ca/mece/pdfs/Chapter1- 06.pdf) 1.2. Kompozit Malzemelerin Özellikleri Kompozit malzemelerin geliĢimiyle bugün birçok yüksek teknolojik uygulamalarda malzemelerde, metal malzemelerin yerine kompozit malzemeler kullanılmaktadır. Sahip oldukları üstün özellikler kompozitleri tercih sebebi kılmıĢtır. Kompozit malzemelerin avantajları: - Yüksek mukavemet ve rijitlik özellikleri: kompozit malzemeler sahip oldukları düĢük spesifik yoğunluk nedeniyle mukavemet-ağırlık oranları ve modül-ağırlık oranları metal malzemelere göre daha iyidir.(Reinhart 1987) - Yüksek yorulma dayanımı - GeliĢmiĢ burulma rijitliği - Darbe özellikleri: aramid liflerin kullanılmasıyla kırılma ve artık mukavemetleri iyileĢtirilmektedir. Ayrıca maliyetleri düĢürmek ve enerji absorbsiyonunu geliĢtirmek amacıyla baĢka liflerle karıĢım da sağlanabilmektedir. - DüĢük enerji yitimi: bu özellik sayesinde karbon lifi takviyeli plastik tenis raketi yüksek top hızı sağlamaktadır. - Yüksek korozyon dayanımı - Hava koĢullarına yüksek dayanım - Boyutsal stabiliteleri iyidir. - Sönümleme özellikleri mükemmeldir: akustik ve mekanik titreĢimleri azaltırlar. - Sürtünme dayanımları ve Ģekillendirilme özellikleri geliĢmiĢtir. - Termal genleĢme katsayıları metallere göre daha düĢüktür. - Yalıtım özellikleri geliĢmiĢtir. - Elektrik iletkenliği kullanıma bağlı olarak takviye edilecek farklı maddelerle geliĢtirilebilir. 5 - Kayıpları en aza indirmeleri ve yüksek fazda stabilite sağlamaları dolayısıyla karbon lifi takviyeli plastikler uydularla ilgili çalıĢmalarda mikro dalga frekansları için iletken olarak kullanılmaktadır. - Kompozit malzemelerde prototip ve parça üretimi metallere göre daha kolay ve ekonomiktir. - Üretim esnasında malzeme kaybı azdır. - Hafif oldukları için taĢınmaları kolaydır. - Mafsal ve bağlama elemanlarını ortadan kaldırıp entegre bir tasarım sağlamaktadırlar. - Tasarım esnekliği: anizotropik yapıları, onlara tasarım gereksinimleri doğrultusunda farklı özelliklerde Ģekillendirilebilme yeteneği katmaktadır. (Mallick 1988) Tüm bu avantajlarının ve kullanım özelliklerinin yanında kompozit malzemelerin bazı dezavantajları ve kullanımlarını sınırlayan bazı problemleri vardır. (Reinhart 1987) Bunlar: - Yüksek maliyetler. - Yanma ve duman açığa çıkarma. - BaĢarılı uygulamalar yapılabilmesi için uzmanlık gerektirmesi. - Mekanik tanımlamalardaki karmaĢıklık ve analizdeki zorluk. - Teknolojik geliĢmeler ve mühendislik uygulamalarında tedarikçiye bağlılık gereklidir ve bazen patentli ürün bilgisinin korunmasında sorunlar ortaya çıkmaktadır. - Kompozit malzemelerin karmaĢık üretimleri bazı özel Ģartlar gerektirmektedir ve bu Ģartların kontrolü bazen pahalı olmaktadır. - Özel montaj gerekliliği - Malzemenin gözenekliliği denizaltı uygulamaları gibi bazı uygulama alanlarında problem teĢkil etmektedir. - Uygulamalar esnasında parça atma veya aĢınmalara karĢı özel önlemler alınması gerekmektedir. 1.3. Kompozit Malzemelerin Uygulama Alanları Günümüzde baĢta otomotiv sektörü olmak üzere havacılık, askeri, sivil mühendislik, spor ve eğlence, elektrik ve elektronik, endüstriyel, yapı ve inĢaat, denizcilik, tıp, demiryolu taĢımacılığı, alt yapı ve üst yapı uygulamaları, kimyasal madde depolama, 6 mimari ve tasarım uygulamaları gibi ve daha birçok alanlarda kompozit malzemeler çoğunlukla kullanılmaktadır. Örneğin; yapı ve inĢaat alanında, geri dönüĢüm konteynırı, suni mermerler, kanalizasyon kapakları, aydınlatmalı kaldırım taĢları, polimer beton yer döĢemesi, polyester beton vs.; enerji ve elektronik alanında, rüzgar enerjisi türbin kanatları, radar ve anten muhafazaları, medikal görüntüleme makineleri gövdeleri vs.; mimari ve tasarım alanında, pano ve reklam totemleri, duvar kaplama, modüler mobilyalar, heykeller, Ģeffaf ürünler vs.; giyim ve aksesuar olarak düğme, kolye vs. gibi birçok ürünler kompozit malzemelerdir. (http://www.poliya.com.tr) Kullanım Ģartları ve istenen özellikler doğrultusunda uygun takviye malzemesi, matriks ve üretim yöntemi seçimi ile kompozit malzeme oluĢturulmaktadır. Çizelge 1.1’de bazı kullanım alanlarında önemli olan kompozit malzeme özellikleri gösterilmiĢtir. (Anonim 2002) Çizelge 1.1. Kullanım alanına göre kompozit malzemelerden beklenen özellikler (Anonim 2002) Ömür Rijitlik X X X X X Mekanik Dayanım X X X X X Yorulma Dayanımı X X Korozyon Direnci X X X X X Sızdırmazlık X X X Güvenlik ġok Dayanımı X X X X Yanma Dayanımı X X X X X Isı Yalıtımı X X X Elektrik Yalıtımı X ġok ve TitreĢim Sönümleme X X Dizayn Görev BirleĢimi X X X KarmaĢık ġekiller X X X X X Elektromagnetik Dalga Geçirgenliği X Hafif Yapı X X X X Havacılık Otomotiv Demir Yolları İnşaat Endüstriyel Mühendislik Denizcilik Tıp Elektrik Spor ve Eğlence 7 1.4. Kompozit Malzemelerin Temel Yapısı ve Sınıflandırılması Bir kompozit malzemenin temel bileĢenleri takviye malzemesi ve takviye malzemesinin içine gömüldüğü matrikstir. Bazı durumlarda gerekli görüldüğü takdirde birleĢtirme elemanı ya da kaplama maddesi ve dolgu maddesi de kullanılmaktadır. ( Mallick 1988) BirleĢtirme maddeleri, kimyasal ve fiziksel bağlarla lif/matriks ara birim mukavemetini geliĢtirirler ve lif yüzeylerini nem gibi çevresel koĢullardan korurlar. Dolgu maddeleri ise, maliyetleri düĢürmek, viskoziteyi arttırmak, rijitliği arttırmak, kalıptaki kırıkları azaltmak, yumuĢak yüzey elde etmek gibi sebeplerden dolayı kullanılmaktadır. Kompozit malzemelerde takviye malzemesi ve matriksten sonra önemli olan diğer unsur arabirimdir. Takviye malzemesi ve matriks arasındaki bağ oluĢumu arabirim kavramı ile açıklanmaktadır ve bağ kuvveti kompozit malzemenin fiziksel ve mekanik özelliklerini belirlemektedir. Arabirimdeki bağ kuvvetinin yüksek olması kompozit malzemenin daha mukavemetli; bağ kuvvetinin zayıf olması ise malzemenin mukavemet yönünden zayıf olması demektir. Güçlü bir arabirim için reçine maddesi, takviye malzemesini çok iyi ıslatabilmeli ve sarabilmelidir. Aynı zamanda reçinenin uygulanma Ģekli de arabirim kuvveti üzerinde etkilidir. Eğer arabirimdeki bağ normal koĢullarda yeterince sağlam oluĢturulamıyorsa bir takım yöntemler kullanılabilir. Örneğin, bağ yapıcı özelliği olan kimyasal maddeler, fiziksel yollar kullanılabilir. Arabirimdeki yapıĢmada, takviye malzemesinin ve matriksin fiziksel, kimyasal özellikleri ve malzeme üretim koĢulları etkilidir. YapıĢma mukavemeti malzemenin kullanım amacına uygun belirlenir. Yukarıda da bahsedildiği gibi arabirimi kuvvetlendirmede en geçerli yöntem birleĢtirme maddeleri kullanmaktır. (Ulcay ve ark. 2002) 8 ġekil 1.2. Kompozit malzeme bileĢenlerinin gerilme gerinim eğrileri (http://www.netcomposites.com) Kullanım amacına uygun yeterli mukavemette bağ kuvvetine sahip bir kompozit malzemenin gerilme gerinim grafiği yukarıdaki Ģekilde görüldüğü gibidir. Takviye malzemesi olarak kullanılan lif, yüksek mukavemetli, kırılgan malzeme niteliğinde yükü taĢıyan asıl kısımdır. Matriks ise takviye malzemesini destekleyen ve koruyan kısımdır ve sünek malzeme davranıĢı sergilemektedir. Kompozit malzemenin mukavemet değerleri ve özellikleri matriks ve lif arasındadır. Kompozit malzemeler temel bileĢenleri olan takviye malzemesi ve matrikse göre sınıflandırılırlar: (http://www.uofaweb.ualberta.ca/mece/pdfs/Chapter1-06.pdf) 1- Takviye malzemesine göre a) Parçacık takviyeli kompozitler ġekil 1.3. Parçacık takviyeli kompozit yapı (http://www.uofaweb.ualberta.ca/mece/pdfs/Chapter1-06.pdf) 9 b) Lif takviyeli kompozitler ġekil 1.4. Lif takviyeli kompozit yapı (http://www.uofaweb.ualberta.ca/mece/pdfs/Chapter1-06.pdf) c) Ġnce tabaka takviyeli kompozitler ġekil 1.5. Yapısal takviyeli kompozit yapı (http://www.uofaweb.ualberta.ca/mece/pdfs/Chapter1-06.pdf) 2- Matriks çeĢidine bağlı olarak a) Polimer matriks kompozitler (PMC) b) Metal matriks kompozitler (MMC) c) Seramik matriks kompozitler (CMC) d) Karbon-karbon matriks kompozitler (CCC) Bunların dıĢında hibrit kompozitler de vardır. Bunlar, ya diğer kompozitlerle ya da takviyelendirilmemiĢ materyallerle melezlenen veya çeĢitli takviyelerin ve matrikslerin kullanımı ile oluĢan kompozitlerdir. Örneğin; karbon ve cam lifleri aynı anda epoksi matriks içine ilave edilebilir.( http://www.uofaweb.ualberta.ca/mece/pdfs/Chapter1- 06.pdf) 10 1.5. Takviye Malzemesi Yukarıda bahsedildiği gibi bir kompozit malzeme temel olarak bir takviyelendirici bileĢen ile bir matriksten oluĢmaktadır. Takviye malzemesi yapıda baĢlıca yük taĢıyıcı elemandır. Takviye malzemesi olarak farklı malzemeler kullanılmaktadır ve bunların kullanım Ģekline bağlı olarak kompozit malzemeler sınıflandırılmıĢtır. Takviye malzemesi olarak kullanılacak yapının, kompozit malzemenin fiziksel ve mekanik özelliklerini belirlemesi açısından önemi büyüktür ve seçiminin doğru yapılması gerekir. 1.6. Lif Takviyeli Kompozit Malzemeler ve Kullanılan Lifler Lif takviyeli kompozit malzemelerde, lifler temel bileĢendir. Kompozit tabaka içerisinde lifler büyük bir hacimsel orana sahiptirler ve yapıya etki eden yükün büyük bir kısmını paylaĢırlar. Bu yüzden lif tipinin, miktarının ve oryantasyonunun düzgün seçimi önemlidir. Lifler aĢağıdaki kompozit tabaka özelliklerini etkilemektedirler: ( Mallick 1988) 1- Spesifik yoğunluk 2- Çekme mukavemeti ve modülü 3- Bası mukavemeti ve modülü 4- Yorulma mukavemeti ve yorulma hata mekanizmaları 5- Elektrik ve ısı iletkenliği 6- Maliyet Lif takviyeli kompozit malzemeler, liflere farklı yerleĢim Ģekilleri uygulanarak malzemeden beklenen özelliklere göre farklı Ģekillerde üretilirler. Sürekli lifler kullanarak tek yönlü, iki yönlü yerleĢimler; kesikli lifler ile tek yönlü ve rastgele yerleĢimler yapılmaktadır. Ayrıca dengeli bir yapı oluĢumu açısından, lifler ile oluĢturulan tek tabakaların üst üste konmasıyla çok katlı yapılar da yapılmaktadır. 11 Lif takviyeli kompozit malzemelerde, günümüzde en çok kullanılan lifler cam, karbon ve aramidtir.(http://www.uofaweb.ualberta.ca/mece/pdfs/Chapter1-06.pdf) Cam Lifi : Bu lif, düĢük maliyeti, yüksek mukavemeti, yüksek kimyasal dayanımı ve iyi yalıtım özelliklerinden dolayı lif takviyeli polimerik kompozitlerde en yaygın kullanılır. Denizcilik uygulamalarında en çok kullanılıyor olmasına rağmen nem ve yük altında mukavemet kaybeder. En temel çeĢitleri E- camı ( fiberglas ) ve S- camıdır. E- camı elektriksel uygulamalar için tasarlandığından E elektrikseli simgelemektedir. Ancak günümüzde bu cam dekorasyon ve yapısal uygulamalar gibi diğer birçok alanda kullanılmaktadır. S- camındaki S ise yüksek silis içeriğini belirtmektedir. Bu cam yüksek sıcaklıklarda mukavemet kaybetmez ve diğerine göre daha yüksek yorulma mukavemetine sahiptir ancak daha pahalıdır. Karbon/Grafit Lifleri : Bu liflerin kendilerine özgü yüksek bir sertliği, çok iyi mukavemetleri ve yüksek yorulma dayanımları vardır. Diğer bir eĢsiz avantajları ise hafif olmaları ve negatif termal genleĢme katsayılarıdır. Bu yüzden grafit/epoksi kompoziti çok düĢük termal genleĢme katsayısına sahiptir. Dezavantajları ise yüksek maliyetleri, düĢük darbe dirençleri ve yüksek elektrik iletkenlikleridir. Karbon ve grafit arasındaki farklar içerdikleri karbon miktarı ile üretimleri esnasında maruz kaldıkları sıcaklıklardır. Aramid Lifi ( Kevlar ) : Kevlar, karbon, hidrojen, oksijen ve nitrojenden oluĢan aromatik organik bir bileĢiktir. DüĢük yoğunluk, düĢük maliyet, yüksek gerilme dayanımı ve yüksek darbe direnci gibi avantajları vardır. Ancak bası dayanımı gerilme dayanımının % 20’si kadardır. Bu yüzden aramid lifi içeren kompozitlerin yüksek bası yüklemelerini de içeren yapısal uygulamalarda kullanılması tavsiye edilmez. Aramid lifinin diğer bir dezavantajı ise gün ıĢığı altında bozunmasıdır. Bunların dıĢında yüksek mukavemetli polyester, poliamid, polietilen, polipropilen ve yüksek modüle sahip, burkulma direnci yüksek fakat maliyeti de yüksek olduğundan kullanımı hava-uzay sahasıyla sınırlı bor lifleri kullanılmaktadır. Ayrıca doğal liflerin 12 genellikle hibrit olarak kullanıldığı kompozit malzemelerde söz konusudur. Çizelge 1.2’de kompozit malzemelerde kullanılan lifler ve özellikleri verilmiĢtir. Çizelge 1.2. Takviye malzemeleri ve özellikleri (Reinhart 1987) Malzeme Yoğunluk Boyuna Young Çekme 3 (g/cm ) Modülü Mukavemeti 6 Gpa 10 psi Mpa ksi Polyester 1,36 13,8 2 1100 160 E-Cam 2,52 72,3 10,5 3450 500 S-Cam 2,49 85,4 12,4 4130 600 Kevlar 49 1,44 124 18 2760 400 T300(Karbon) 1,72 218 31,6 2240 325 Bor 2,35 455 66 2070 300 Silikon Karbür 3,19 483 70 1520 220 Kompozit materyallerde kullanılan liflerin çapları genellikle çok küçüktür ( mikron seviyelerinde). Ġnce lif kullanımının avantajları Ģöyledir: 1. Ġnce lifler yüksek mukavemete sahiptirler. Çünkü doğal kusurları daha az görülür. Benzer durum metaller ve metal alaĢımlarında da geçerlidir. 2. Aynı lif hacmi için ince lifler, daha geniĢ yüzey alanına sahiptir, böylece matriksle daha güçlü bağ yaparlar. Liflerin toplam yüzey alanı çaplarıyla ters orantılıdır. 3. Ġnce lifler yüksek esnekliğe sahiptir. Böylece kırılmadan eğilebilirler.( http://www.uofaweb.ualberta.ca/mece/pdfs/Chapter1-06.pdf) 1.7. Matriks Matriks, kompozit malzemenin temel bileĢenlerinden biridir. Kompozit malzemede matriksin görevleri Ģöyledir: (Reinhart 1987) 1- Yapısı itibariyle lifleri bir arada tutar. 2- Malzemeye gelen kuvvetleri liflere iletir veya lifler arasında iletir. 3- DıĢ etkilere karĢı takviye malzemesini korur. 13 4- Liflerin düzgün, oryante bir Ģekilde belli bir pozisyonda kalmasını sağlar. 5- Mekanik aĢınmalara karĢı lif yüzeylerini korur. Matriksin kompozit malzemenin yük taĢıma kapasitesi üzerinde fazla etkisi yoktur. Ancak matriks seçimi, kompozit malzemenin tabaka içi ve tabakalar arası kayma özellikleri üzerinde çok etkilidir. Eğilme gerilmelerine maruz kalacak malzemelerde tabakalar arası kayma mukavemeti önemliyken; burulma gerilmelerine maruz kalacak malzemelerde ise tabaka içi kayma mukavemeti önemli olmaktadır. Bunlar temel tasarım kriterleridir. Matriks, bası yükleri altında lifin burkulma ihtimaline karĢı yan destek sağlamaktadır. Bu yüzden bir noktaya kadar kompozit malzemenin bası mukavemetini etkilemektedir. (Mallick 1988) Kompozit malzemelerde matriksin zayıf halka olması, herhangi bir yükleme durumunda matrikste, baĢlangıçta mikro düzeyde olan ancak zamanla ilerleyebilen çatlaklar oluĢmasına sebep olmaktadır. (Reinhart 1987) Kompozit malzemelerde, araĢtırma veya ticari amaçlı polimerik, metalik ve seramik matriksler kullanılmaktadır. Diğer matrikslere göre kompozit malzemelerin çoğu polimer esaslı matrikslerle üretilmektedir. Çevre Ģartlarına yüksek dayanım ve yüksek mekanik özelliklere sahip olmasına rağmen metal matriksler çok pahalı ve çalıĢmaları zordur. En yaygın kullanılan metal matriksler alüminyum ve titanyumdur.(Mallick 1988) Seramik matriksler ise yüksek oranda kırılgan olmaları nedeniyle yeterli dayanıklılığa sahip değildirler ve sadece yüksek ısıya maruz kalan yerlerde kullanılırlar. Karbon matriksli kompozit malzemeleri üretmek çok zor ve çok pahalıdır. Kompozit malzemenin kullanım alanına ve üretim tekniğine bağlı olarak matriks olarak seçilecek reçinenin cinsi ve özellikleri farklılaĢmaktadır.(http://www.hho.edu.tr/huten) ġekil 1.6’da matriks malzemelerinin gerilme gerinim grafiği görülmektedir. Grafiğe göre; polimerik matriks malzemelerinin düĢük mukavemet değerine rağmen yüksek uzama oranına sahip olduğu görülür. Gerilme-gerinim değerleri arasında lineer olmayan bir iliĢki söz konusudur. Seramik matrikslerin, lineer eğriye sahip olmalarına rağmen düĢük uzama oranı gösterdikleri; metal matrikslerin ise yaklaĢık lineer bir eğriye sahip olduğu, 14 akma noktasının polimer matrikslere göre daha yüksek mukavemet değerlerinde olduğu, seramik matrikslere oranla uzamanın daha yüksek olduğu anlaĢılmaktadır. ġekil 1.6. Matriks malzemelerinin gerilme gerinim eğrileri (Reinhart 1987) 1.8. Polimer Matriksler En yaygın kullanılan matriks maddesi, polimerik reçine sistemleri yani polimer matrikstir. Polimer reçineler, termoplastik ve termoset reçineler olmak üzere ikiye ayrılmaktadır. Doğrusal veya dallı moleküler yapıya sahip termoplastik reçineler ile, çapraz bağlı veya ağsı moleküler yapıya sahip termoset reçineler özellikleri itibariyle farklılıklar göstermektedir. Bu farklılıklar Çizelge 1.3’de belirtilmiĢtir.( http://www.uofaweb.ualberta.ca/mece/pdfs/Chapter1-06.pdf) Çizelge 1.3. Termoset ve termoplastik reçinelerin kıyaslanması (http://www.uofaweb.ualberta.ca/mece/pdfs/Chapter1-06.pdf) Termoplastik Reçine Termoset Reçine Isı ve basınç altında yumuĢama ve Ģekillendirilebilme Isı ile bozunma Yüksek gerinim oranı DüĢük gerinim Belirsiz raf ömrü Belirli raf ömrü Tekrar iĢlenebilirlik Tekrar iĢlenememe Kısa kür iĢlemi Uzun kür iĢlemi 15 1.8.1. Termoset Polimerler Termoset polimerler, en çok kullanılan matriks malzemesidirler. Termoset polimerler sıvı halde bulunurlar ve ısıtılarak ya da kimyasal tepkimelerle sertleĢirler. Polimerizasyon süreci geri dönüĢü olmayan bir süreçtir. AĢağıda en çok kullanılan termoset reçineler ve önemli bazı özellikleri yer almaktadır: (http://www.hho.edu.tr/huten) Polyester reçineler: Kompozit malzemelerde kullanılan iki tür polyester reçine vardır; ortoftalik ve isoftalik polyesterler. Polyester reçineler özellikle denizcilik ve inĢaat alanlarında kullanılmaktadır. Avantaj ve dezavantajları: 1. Kolay kullanım 2. DüĢük maliyet 3. SertleĢme esnasında yüksek oranda çekme 4. Zehirli stiren gazı yayma 5. Orta derecede mekanik özellikler 6. Kısa raf ömrü Epoksi reçineler: GeniĢ kullanım alanına sahiptirler. Avantaj ve dezavantajları: 1. Yüksek mukavemet 2. DüĢük uçuculuk 3. Kür iĢlemleri sırasında çekmenin düĢük olması 4. Liflere mükemmel tutunma 5. Kimyasallara ve solventlere karĢı mükemmel dayanım 6. Cilde aĢırı zararlıdır. Vinil ester reçineler: Avantaj ve dezavantajları: 1. Son derece yüksek kimyasal ve çevresel dayanım 2. Polyesterden daha yüksek mekanik özellikler 3. AĢırı stiren içermesi 16 4. Ġyi özellikler için kür iĢlemi gerektirmesi 5. SertleĢme sırasında yüksek oranda çekme Bismaleimid (BMI): Yüksek ısıya maruz kalan parçalarda kullanılır. Son derece yüksek ısı dayanımı vardır ve yüksek maliyetlidir. Fenolikler: AteĢe dayanım ihtiyacı olan yerlerde kullanılır. Uçakların içi bölümlerinde, deniz araçlarının motorlarında ve demiryollarında kullanılır. Avantaj ve dezavantajları: 1. Yüksek sıcaklık dayanımı 2. DüĢük maliyet 3. Oldukça kırılgandırlar 4. DüĢük yüzey kalitesi Silikon: Avantaj ve dezavantajları: 1. Yüksek sıcaklık dayanımı 2. Yüksek sıcaklıklarda ürün özelliklerini koruyabilme 3. Kür iĢlemi için yüksek ısı gereksinimi 4. Bunların dıĢında Cynate esters, poliimidler, poliüretan gibi farklı birçok termoset polimerler vardır. 1.8.2. Termoplastik Polimerler Termoplastik polimer çeĢitlerinin çok fazla olmasına rağmen termosetlere göre matriks olarak kullanımları daha azdır. Üstün kırılma tokluğu, hammaddenin raf ömrünün uzun olması, geri dönüĢüm kapasitesi ve sertleĢme prosesi için organik çözücülere ihtiyaç duyulmamasından dolayı güvenli çalıĢma ortamı sağlaması gibi avantajları bulunmaktadır. Termoplastiklerin kompozit malzemelerde matriks olarak tercih edilmemelerinin sebebi üretimlerindeki zorluk ve yüksek maliyetleridir. Polipropilen, poliamidler, polieter sülfon, polieterimid, poliamidimide, polfenilen sulfit, polieter eter keton belli baĢlı termoplastik polimerlerdir.( http://www.hho.edu.tr/huten) 17 1.9. Kompozit Malzeme Üretim Yöntemleri 1.9.1. El Yatırması El yatırması yöntemi, en basit kompozit malzeme üretim yöntemidir. Kalıp üzerine kalıp ayırıcıdan sonra uygulanan reçine uygulandıktan sonra takviye malzemeleri manuel olarak yerleĢtirilir. Bir fırça veya rulo yardımıyla reçine ile ıslatma yapılır. Daha sonra diğer takviye katmanları ve reçine uygulanır. El yatırması önemli donanım gerektirmeyen, oda sıcaklığında uygulanabilen ideal bir yöntemdir. (http://www.poliya.com.tr) ġekil 1.7. El yatırması iĢlemi (Ersoy 2005) 1.9.2. Elyaf Püskürtme Bu yöntem el yatırması yönteminin aletli Ģekli olarak kabul edilebilir. KırpılmıĢ elyaflar kalıp üzerine reçine ile birlikte özel bir tabanca ile püskürtülür. Püskürtülme iĢlemi sonrası yüzeyin bir rulo ile düzeltilmesiyle iĢlem tamamlanmıĢ olur. Elyafın kırpılması, tabanca üzerinde bulunan ve bağımsız çalıĢan kırpıcı sayesinde gerçekleĢtirilir.( http://www.hho.edu.tr/huten) 18 ġekil 1.8. Elyaf püskürtme iĢleminin uygulanması (Mazumdar 2002) 1.9.3. Fitil Sarma Özel Ģekil verilecek ürünlerin üretimine uygun bir yöntemdir. Sürekli lifler reçine ile ıslatıldıktan sonra bir makaradan çekilerek dönen kalıp üzerine sarılırlar. Bu sarımın farklı açılarla yapılmasıyla farklı mekanik özelliklere sahip ürünler üretilmektedir. Yeterli lif katının sarılmasında sonra ürün sertleĢir. Ardından döner kalıp ayrılır.( http://www.hho.edu.tr/huten) Önemli uygulama alanları boru, tank, konteynır, silo ve tüp üretimidir.( http://www.poliya.com.tr) ġekil 1.9. Fitil sarma iĢlemi (Mazumdar 2002) 19 1.9.4. Reçine Transfer Kalıplama (RTM) Reçinenin, içinde takviye malzemesi yerleĢtirilmiĢ olan çift taraflı kapalı kalıp içine transfer edildiği hızlı ve etkin bir kompozit malzeme üretim yöntemidir. Duruma göre kalıp ve reçine ısıtılmıĢ veya oda sıcaklığında olabilir. (http://www.poliya.com.tr) Bu yöntemde içerdeki havanın dıĢarı çıkarılması ve reçinenin lif içine iyi iĢlemesi için vakum uygulanabilir. Kalıp kapalı olduğu için zararlı gazlar azalır ve gözeneksiz ürün elde edilebilir.( http://www.hho.edu.tr/huten) ġekil 1.10. Reçine transfer kalıplama iĢleminin gösterimi (http://www.camelyaf.com.tr) 1.9.5. Profil Çekme (Pultrüzyon) Sürekli sabit kesitli profil kompozit ürünlerin üretildiği düĢük maliyetli seri üretim yöntemidir. Sisteme beslenen takviye malzemesi reçine banyosundan geçirildikten sonra ısıtılmıĢ Ģekillendirme kalıbından geçirilerek sertleĢmesi sağlanır. (http://www.hho.edu.tr/huten) Profiller sertleĢtikten sonra istenilen boylarda kesilir. Bu profiller çok yüksek lif-reçine oranına sahip oldukları ve sürekli lifler kullanıldığı için yüksek mekanik özelliklere sahiptirler.( http://www.poliya.com.tr) ġekil 1.11. Pultrüzyon iĢlemi (Ersoy 2005) 20 1.9.6. Hazır Kalıplama SıkıĢtırma kalıplama yöntemi olup önceden hazırlanmıĢ bileĢimin, basınç altında ve genellikle ısı kullanarak kapalı kalıp içerisinde Ģekillendirilmesi iĢlemine dayanır. Hazır kalıplama bileĢimleri levha için pestil biçiminde (SMC-Sheet Moulding Compound) veya toplu kalıplama için hamur biçiminde (BMC-Bulk Moulding Compound) ve ıslak kalıplama bileĢimi gibi farklı formlarda bulunabilir. Yüksek üretim hızı ve kapasitesi ve iyi yüzey kalitesi önemli avantajlarıdır. Ayrıca diğer yöntemlerin olanak vermediği komplike Ģekiller üretilebilmektedir. Yüksek kalıp yatırım maliyeti dezavantajlarındandır.( http://www.poliya.com.tr) ġekil 1.12. Hazır kalıplama iĢleminin Ģematik gösterimi (Mallick 1988) 1.9.7. Vakum Torbalama Kompozit malzeme önce bir kalıba yerleĢtirilir, daha sonra parça üzerine yerleĢtirilen vakum torbası üzerinden vakumlama ile hava boĢlukları ve reçine fazlası emdirilir. Sonraki aĢamada tüm bileĢim fırına yerleĢtirilerek reçinenin kür iĢlemi gerçekleĢtirilir. El yatırması veya elyaf püskürtme yöntemlerinden sonra da uygulanabilir. 21 ġekil 1.13. Vakum torbalama iĢleminin uygulaması (Mazumdar 2002) 1.9.8. Otoklav Otoklav basıncın, ısının ve emiĢin kontrol edilebildiği basınçlı bir kaptır. Bu yöntem vakum torbalama yöntemine benzemektedir. Farklı olarak dıĢarıdan daha fazla, düzenli ve kontrol edilebilir basınç uygulanmaktadır. Bunun için dıĢarıdan sıkıĢtırılmıĢ gaz kompozit malzemenin bulunduğu kaba verilir. Fırın yerine otoklav kullanılır. Böylece kür Ģartları tam olarak kontrol edilebilmektedir.( http://www.hho.edu.tr/huten) 1.9.9. Vakum Enjeksiyon Reçine tabakaya vakum enjeksiyon kullanılarak sürülür. Esnek vakum torbası ve geleneksel kalıpların kullanıldığı basit ve kolay uygulanabilir bir yöntemdir. Prototip üretimi veya günlük 1-2 parça üretimi gereken yerler için uygundur.( http://www.poliya.com.tr) 1.10. Lif Takviyeli Kompozit Tabaka Kompozit yapılar, çok sayıda lifin ince matriks tabakası içine katılmasıyla oluĢmaktadır. Bu Ģekilde lif ve matriksten oluĢan yapıya tabaka veya tek katlı yapı denir. Tek katlı yapının kalınlığı 0,1-1 mm arasında değiĢmektedir. (Mallick 1988) Tek katlı yapılar, kısa lif takviyeli olarak, sandviç yapılar kullanılarak çok çeĢitli Ģekillerde 22 üretilebilmektedir. Yapı içerisinde lifler, tek eksenli, çift eksenli, rastgele olarak yerleĢtirilebilmektedir. Ayrıca dokuma, örme, dokusuz yüzey, keçe yapılar da takviyelendirme amacıyla kullanılmaktadır. Her durumda tek katlı yapı yani tabaka temel birimdir ve mekanik özellikleri takviye malzemesine ve onun oryantasyonuna bağlıdır. (Bunsel ve ark. 2005) Liflerin tek yönlü yerleĢtirilmesiyle oluĢan tabakada lif ekseni doğrultusunda kompozit malzemenin mukavemet ve modülü yüksektir. Ancak enine yönde bu değerler düĢüktür. Ġki yönlü yerleĢtirilmiĢ liflerle oluĢan tabakanın boyuna ve enine yöndeki mekanik özellikleri, her iki yönde kullanılacak lif çeĢidi veya lif miktarı değiĢtirilerek ayarlanabilmektedir. Dengeli bir tabakada özellikler her iki yönlerde de aynıdır. Kısa liflerin kullanılmasıyla oluĢturulan kompozit tabakanın mukavemet ve modül değerleri genelde uzun liflerden oluĢan kompozit tabakanın değerlerinden daha düĢüktür. Ancak liflerin rastgele yerleĢiminin yapılmasıyla tabaka düzleminin tüm yönlerinde yaklaĢık aynı fiziksel ve mekanik özellikler elde etmek mümkündür. 1.10.1. Lif Takviyeli Kompozit Tabakanın Temel Özellikleri Tabakanın temel özelliklerini anlatmadan önce bazı temel gösterimler ve iĢaretler sistemini tanımak hem mekanik özelliklerin ölçülmesinde hem de yapının davranıĢının kavranmasında yararlı olacaktır. 1.10.1.1. Koordinat Eksenleri Liflerin birbirine paralel yerleĢtirildiği bir kompozit tabaka düĢünelim. Bu tabaka için elastik özellikleri belirlemek için iki koordinat sistemi belirlenmiĢtir. Bunlar 1-2-z sistemi ve x-y-z sistemleridir. 1-2 ve x-y eksenleri tabaka düzleminde z ekseni ise tabaka düzlemine diktir. 1-2-z sisteminde 1 ekseni, lif uzunluğu doğrultusundadır ve tabaka için boyuna yönü ifade eder; 2 ekseni, lif uzunluğuna diktir ve tabaka için enine yönü ifade eder. Bunlar tabaka düzlemindeki temel materyal yönleridir. x-y-z sisteminde x ve y eksenleri yükleme yönlerini ifade eder. Pozitif x ekseni ve 1 ekseni arasındaki açı lif oryantasyon açısıdır ve θ ile gösterilir. Tüm bu ifadeler ġekil 1.14 ve 1.15’de gösterilmiĢtir.( Mallick 1988) 23 ġekil 1.14. Tabaka için temel materyal ve yükleme eksenlerinin gösterimi. (Mallick 1988) ġekil 1.15. Koordinat eksenleri.(Mallick 1988) Açının gösterimi ve iĢareti seçilen sağ el koordinat sistemine bağlıdır. ° º º 0° tabakada θ=0 , 90 tabakada θ=90 1.10.1.2. İşaretler Sistemi Lif ve matriks özellikleri sırasıyla f ve m indisleriyle gösterilir. Çekme modülü, kayma modülü, poisson oranı gibi özellikler iki indis ile gösterilir. Ġlk indis yükleme yönünü, ikinci indis belirli bir özelliğin ölçüldüğü yönü ifade eder. Gerilme ve 24 gerinimler de iki indis ile gösterilir. Ġlk indis gerilme elemanının etkidiği düzleme dıĢtan dik olan yönü, ikinci indis ise gerilme elemanının yönünü belirtir. ġekil 1.16’da görülen σxx, σyy, τxy düzlemdeki katmanlar içindeki (intralaminar) gerilmelerdir. σzz, τxz τyz , katmanlar arasındaki (interlaminar) gerilmelerdir. .( Mallick 1988) ġekil 1.16. Normal gerilmeler ve kayma gerilmeleri (Mallick 1988) 1.10.1.3. Lif Hacimsel Oranı ve Yoğunluk Lif takviyeli kompozit malzemelerin, mukavemet, modül ve diğer özelliklerinin teorik olarak hesaplanması için malzemenin lif hacimsel oranının bilinmesi gerekmektedir. AĢağıdaki formüllerde yoğunluk ve lif hacimsel oranı kullanılarak lif kütlesel oranı hesaplanmaktadır: (Mallick 1988) w f / f v f w f / f 1 w f / m (1.1) 1 C w f / f 1 w f / m (1.2) v f = Lif hacimsel oranı w f = Lif kütlesel oranı 1 w f = Matriks kütlesel oranı 25 f = Lif yoğunluğu m = Matriks yoğunluğu C = Kompozitin yoğunluğu 1.10.1.4. Sürekli Lif Takviyeli Kompozitlerde Gerilim Hesaplamaları Sürekli lif takviyeli kompozit malzemelerde, lifler ve matriks arasında mükemmel bir bağlanma olduğu varsayılarak; (Mallick 1988) f m c (1.3) Ģeklinde yazılır. Burada f , m , c sırasıyla lif, matriks ve kompozit malzemenin boyuna yöndeki gerinim değerleridir. Lifler ve matriks elastik olduğundan, gerilim değerleri aĢağıdaki Ģekilde hesaplanmaktadır: f E f f E f c (1.4) m Em m Em c (1.5) (1.4) ve (1.5) eĢitlikleri karĢılaĢtırıldığında ve Ef >> Em olduğu bilindiğine göre buradan lif geriliminin f , her zaman matriks geriliminden m daha büyük olduğu sonucuna ulaĢılır. Kompozit malzemeye uygulanan toplam çekme kuvveti lifler ve matriks tarafından paylaĢılmaktadır. P Pf Pm (1.6) Yük = Gerilim x Alan eĢitliğinden yola çıkılarak aĢağıdaki eĢitlikler yazılır: c Ac f Af m Am (1.7) 26 Af Am c f m Ac Ac (1.8) Ģeklinde yazılabilir. Burada, c : Kompozit malzemenin ortalama çekme gerilmesi A f : Liflerin net kesit alanı Am : Matriksin net kesit alanı ve Ac Af Am (1.9) v f Af / Ac ve vm Am / Ac (1.10) olduğundan, c f v f mvm f v f m 1 v f (1.11) (1.11)’deki eĢitliğin her iki tarafını c ile bölüp (1.4) ve (1.5) eĢitliklerini kullanarak kompozit için boyuna modülü aĢağıdaki gibi yazarız. EL E f v f Em 1 v f (1.12) 1.10.2. İzotropik, Anizotropik ve Ortotropik Materyaller Tüm doğrultulardaki özelliklerin aynı olduğu malzemelere izotropik; tüm doğrultulardaki özelliklerin farklı olduğu malzemelere anizotropik malzeme denir. Üç simetrik düzlemden oluĢan malzemeye de ortotropik malzeme denir. Lif takviyeli kompozit malzemeler ortotropik malzemelerdir. ġekil 1.17’de bir ortotropik malzemedeki üç simetri düzlemi görülmektedir. (Mallick 1988) 27 ġekil 1.17. Ortotropik materyale ait üç simetrik düzlem (Mallick 1988) Ġzotropik malzemeye herhangi yönde bir gerilme uygulandığında gerilmenin uygulandığı yönde malzeme uzar diğer yönlerde kısalır. Aynı davranıĢ normal gerilme herhangi bir temel materyal yönünde uygulandığında ortotropik malzemelerde de söz konusudur. Ancak diğer yönlerde uygulanan normal gerilme hem uzama hem de kayma yönünde deformasyona neden olur. Anizotropik malzemede ise herhangi bir yönde etkiyen normal gerilme neticesinde uzama ve kayma deformasyonları birlikte oluĢur. Buna uzama kayma kavraması denir. 1.10.3. Tabakanın Elastik Özellikleri º Tabakanın elastik özellikleriyle ilgili bağıntılar 0 ve açılı yerleĢmiĢ liflerden oluĢan tabakalar için verilmiĢtir. º 1.10.3.1. Tek Yönlü Sürekli Lif 0 Tabaka Böyle bir tabakanın özellikleri aĢağıdaki eĢitlikler kullanılarak hesaplanabilir: (Mallick 1988) Boyuna modül: E11 E f v f Emvm (1.13) E f Em Enine modül: E22 E f vm Emv f (1.14) Birincil poisson oranı: v12 f v f mvm (1.15) 28 E Ġkincil poisson oranı: 2221 12 E11 (1.16) G f Gm Kayma modülü: G12 G f vm Gmv f (1.17) ġekil 1.18’de yükün uygulandığı yönler gösterilmiĢtir. Bağıntılar bu yönlere göre ifade edilmiĢtir. ġekil 1.18. Tek eksenli sürekli lif tabakada (a) boyuna yönde (b) enine yönde (c) kayma gerilmelerinin uygulanması (Mallick 1988) Yukarıdaki eĢitlikler aĢağıdaki kabuller yapılarak elde edilmiĢtir: 1- Hem lifler hem de matriks lineer elastik izotropik malzemelerdir. 2- Lifler matriks içersinde üniform dağılmıĢtır. 3- Lifler düzgün sıralıdır. 4- Lifler ve matriks arasında mükemmel bir bağ vardır. 5- Kompozit tabakada boĢluklar yoktur. EĢitliklerden yapılan çıkarımlar Ģöyledir: 1- E11>E22 2- Boyuna modül değerinde lifler, enine modül değerinde matriks etkilidir. 3- υ12>υ21 4- Matriks G12 değerinde liflerden daha fazla etkilidir. 29 5- Tabakanın düzlemdeki özelliklerini tanımlamada E11, E22, υ12, G12 bağımsız sabitleri gereklidir. E11/E22 oranı çoğunlukla ortotropinin ölçüsü olarak düĢünülür. (Mallick 1988) 1.10.3.2. Tek Yönlü Sürekli Lif Açılı Tabaka Liflerin x ekseninin pozitif yönü ile θ açısı yapacak Ģekilde sıralanması ile oluĢan tabakanın elastik özelliklerini hesaplamak için aĢağıdaki eĢitlikler kullanılır: (Mallick 1988) 1 cos4 sin4 1 1 2 12 sin2 2 Exx E11 E22 4 G12 E11 (1.18) 1 sin4 cos4 1 1 2 12 sin2 2 Eyy E11 E22 4 G12 E11 (1.19) 1 1 2 12 1 1 2 12 1 1 cos2 2 Gxy E11 E11 E22 E11 E11 E22 G12 (1.20) 1 12 1 1 2 1 1E 12 211 sin 2 xy E11 4 E11 E11 E22 G12 (1.21) Eyy yx xy Exx (1.22) ġekil 1.19’da açılı yerleĢtirilmiĢ tabaka görülmektedir. 30 ġekil 1.19. Tek eksenli açılı sürekli lif tabaka (Mallick 1988) º θ =0 ise Exx=E11, º θ =90 ise Exx=E22, 1.10.4. Tabaka İçin Gerilme Gerinim İlişkileri 1.10.4.1. İzotropik Tabaka Ġzotropik tabakada düzlemdeki gerilmeler aĢağıdaki gibidir: ġekil 1.20. Ġzotropik tabakada düzlemdeki gerilmeler (Mallick 1988) Gerilme gerinim iliĢkileri: 1 xx xx yy E (1.23) 31 1 yy xx yy E (1.24) 1 xy xy G (1.25) Burada E , , G , xy sırasıyla Young modülü, kayma modülü, Poisson oranı ve kayma uzamasıdır. Ġzotropik tabakada kayma gerilmesi normal gerinimleri etkilemediği gibi normal gerilmeler de kayma gerinimini etkilemez. (Mallick 1988) 1.10.4.2. Ortotropik Tabaka Gerilme gerinim iliĢkileri: xx yy xx yx mx xy Exx Eyy (1.26) xx yy yy xy my xy Exx Eyy (1.27) xy xy mx xx my yy Gxy (1.28) mx ve my, kayma gerilmelerinin boyutsal gerinime etkileri ile normal gerilmelerin kayma gerinimine etkilerini gösteren elastik sabitlerdir. Bunlara karĢılıklı etki katsayıları denir. (Mallick 1988) 12 1 1 2 1 2 1 1mx sin 2 cos 12 E11 E22 2G12 E11 E11 E22 G12 (1.29) 32 1 1 1 2 1 1 my sin 2 12 sin2 12 E11 E22 2G12 E11 E11 E22 G12 (1.30) ġekil 1.21. Genel ortotropik tabakada düzlemdeki gerilmeler (Mallick 1988) ġekil 1.21’de ortotropik tabakadaki gerilmeler gösterilmiĢtir. Yukarıda incelediğimiz eĢitliklerden çıkan sonuçlar: 1. Ġzotropik tabakadan farklı olarak genel bir ortotropik tabakada uzama ve kayma deformasyonları birleĢmektedir. Normal gerilmeler hem kayma hem de normal gerinimlere; benzer Ģekilde kayma gerilmeleri hem kayma hem de normal gerinimlere sebep olmaktadır. 2. º °θ = 0 ve 90 için hem mx hem de my sıfırdır. Bu yüzden bu lif oryantasyonları için uzama-kayma kavraması yoktur. Materyal eksenleri yükleme eksenleri ile çakıĢan bu tabakalara özel ortotropik denir. º º 3. mx ve my lif oryantasyon açısının fonksiyonlarıdır ve θ = 0 ve 90 arasındaki açılarda maksimum değerine ulaĢır. (Mallick 1988) Özel ortotropik tabakalar için gerilme-gerinim iliĢkileri: 33 xx yy xx 11 21 E11 E22 (1.31) yy xx yy 22 21 E22 E11 (1.32) xy xy yx 12 21 G12 (1.33) Özel ortotropik tabakadaki gerilmeler ġekil 1.22’de gösterilmiĢtir. ġekil 1.22. Özel ortotropik tabakada düzlemdeki gerilmeler (Mallick 1988) Dikkat edilmesi gereken önemli bir nokta, izotropik materyallerden farklı olarak genel ortotropik tabakada temel gerilme ve gerinim yönleri uyuĢmamaktadır. Bu farklılık materyal ortotropisine (E11/E22) ve iki temel gerilme oranlarına (σ2 / σ1 ) bağlıdır. (Mallick 1988) ġekil 1.23 ve Çizelge 1.4’de tek tabaka için lif yerleĢim yönleri, normal ve kayma gerilmeleri ve kompozit tabakanın özelliklerinin belirlenebilmesi için gerekli değerler gösterilmiĢtir. 34 ġekil 1.23. Tek tabakada yükleme yönleri ve gerilmelerin gösterimi (Greene 1999) Çizelge 1.4. Kompozit tabaka için belirleyici mekanik değerler (Greene 1999) t c 1 Boyuna Yön Çekme Modülü E1 Bası Modülü E1 t c 2 Enine Yön Çekme Modülü E2 Bası Modülü E2 t c 3 Kalınlık Doğrultusu Çekme Modülü E3 Bası Modülü E3 12 Boyuna/Enine Yön Kayma Modülü G12 13 Boyuna/Kalınlık Doğrultusuna Kayma Modülü G13=G12 23 Enine/Kalınlık Kayma Modülü Doğrultusuna G23=E2/[2(1+υ23)] Çekme Mukavemeti Bası Mukavemeti t ult c ult 1 Boyuna Yön σ1 σ1 Çekme Mukavemeti Bası Mukavemeti t ult c ult 2 Enine Yön σ2 σ2 Çekme Mukavemeti Bası Mukavemeti t ult c ult 3 Kalınlık Doğrultusu σ3 σ3 ult 12 Boyuna/Enine Yön Kayma Gerilmesi τ12 13 Boyuna/Kalınlık ult ult Doğrultusuna Kayma Gerilmesi τ13 = τ12 23 Enine/Kalınlık ult Doğrultusuna Kayma Gerilmesi τ23 Poisson Oranı Yön: 12(Ana) 21(Ġkincil) 31 23 t c t c t c t c Notasyon: υ 12, υ 12 υ 21, υ 21 υ 31, υ 31 υ 23, υ 23 Mukavemet Sertlik 35 1.11. Çok Katlı Yapılar Çok katlı yapı, birkaç ince tabakanın, kalınlık (z) yönünde son kompozit malzemede istenen rijitlik ve kalınlığı sağlamak amacıyla üst üste konmasından elde edilen yapıdır. Çok katlı yapının katlarındaki çeĢitli oryantasyon sırasına laminasyon Ģeması veya sıralı yığın denir.(Bunsel ve ark. 2005) Birçok uygulamalarda kompozit çok katlı yapılar iki boyutludur ve kalınlık çok fazla değildir. Bu yapılar sıklıkla eksenel ve eğilme mukavemeti gerektiren uygulamalarda kullanılırlar. (Bunsel ve ark. 2005) Birkaç özel katlı yapı çeĢitleri ve standart laminasyon kodları aĢağıdaki gibidir. ġekil 1.24. Tek yönlü yerleĢtirilmiĢ katlı yapı (Mallick 1988) Tek yönlü katlı yapı: Lif oryantasyon açısı tüm tabakalarda aynıdır. 36 ġekil 1.25. Açılı yerleĢtirilmiĢ katlı yapı (Mallick 1988) Açılı yerleĢtirilmiĢ katlı yapı: º θ≠0 ve θ≠90° iken diğer tabakalarda lif oryantasyon açısı θ/-θ/θ/-θ Ģeklindedir. ġekil 1.26. Çapraz yerleĢtirilmiĢ katlı yapı (Mallick 1988) Çapraz katlı katlı yapı: º º º º Bu yapıda tabakalardaki açılar 0 /90 /0 /90 ’dır. Simetrik katlı yapı: Katman oryantasyonu yapının merkez çizgisinde simetriktir. Orta düzlemin üstündeki her katman için benzer katman orta düzlemin altında eĢit mesafede vardır. AĢağıda bazı simetrik yapı örnekleri görülmektedir. (Mallick 1988) 37 S: orta düzlem civarındaki simetriyi ifade eder. Çizgi simetri geçiĢini ifade eder. Benzer izotropik katlı yapılar: Üç veya daha fazla benzer kalınlıktaki tabakalar ve her komĢu tabaka arasında eĢit açı olan materyallerden oluĢur. Sonuç yapı xy düzleminde izotropik elastik davranıĢ gösterir. En çok kullanılan ve bilinen izotropik simetrik yığın dizisi [0/±45/90]s (Mallick 1988) 1.11.1. Laminasyon Teorisi Laminasyon teorisi, ince lamine edilmiĢ yapının her bir tabakasının gerilme ve gerinim değerlerini hesaplamada kullanılır. Teorinin içeriği; 1- Katlı yapı için katılık matrislerinin hesaplanması. 2- Uygulanan kuvvet ve momentlerden kaynaklanan katlı yapının orta düzlem gerinimlerinin ve eğrilik derecesinin hesaplanması. 3- Her bir tabaka için düzlemdeki gerinimlerin hesaplanması. 4- Her bir tabaka için düzlemdeki gerilmelerin hesaplanması. (Mallick 1988) Yapılan kabuller: 1. Katlı yapı ince ve geniĢtir. ( en >> kalınlık ) 2. Tabakalar arasında mükemmel bağlanma vardır. 3. Kalınlık doğrultusundaki gerinim dağılımları lineerdir. 38 4. Tüm tabakalar makroskobik olarak homojendir ve lineer elastik davranıĢ gösterirler. ġekil 1.27. Çok katlı yapıda tabakaların diziliĢi (Mallick 1988) ġekil 1.27’de çok katlı yapılarda sıralı yığınların geometrisi gösterilmiĢtir. Çok katlı yapının geometrik orta düzlemi x-y eksenlerini içerir ve z ekseni kalınlık doğrultusunu tanımlar. Yapının toplam kalınlığı t’dir ve her bir tabakanın kalınlığı da t1, t2,….,tn Ģeklinde belirtilir. Toplam tabaka kalınlığı N’dir. (Mallick 1988) ġekil 1.28 ve Çizelge 1.5’de çok katlı tabaka için tabakaların diziliĢ yönleri, normal ve kayma gerilmeleri ile kompozit malzemelerin özelliklerinin belirlenmesinde gerekli değerler verilmiĢtir. 39 ġekil 1.28. Katlı yapıda yükleme yönleri ve gerilmeler (Greene 1999) Çizelge 1.5. Çok katlı yapıyı karakterize eden mekanik değerler (Greene 1999) t c X Boyuna Yön Çekme Modülü Ex Bası Modülü Ex t c Y Enine Yön Çekme Modülü Ey Bası Modülü Ey t c Z Kalınlık Doğrultusu Çekme Modülü Ez Bası Modülü Ez XY Boyuna/Enine Yön Kayma Modülü Gxy XZ Boyuna/Kalınlık Doğrultusuna Kayma Modülü Gxz YZ Enine/Kalınlık Doğrultusuna Kayma Modülü Gyz Çekme Mukavemeti Bası Mukavemeti t ult c ult X Boyuna Yön σx σx Çekme Mukavemeti Bası Mukavemeti t ult c ult Y Enine Yön σy σy Çekme Mukavemeti Bası Mukavemeti t ult c ult Z Kalınlık Doğrultusu σz σz ult XY Boyuna/Enine Yön Kayma Gerilmesi τxy XZ Boyuna/Kalınlık ult Doğrultusuna Kayma Gerilmesi τxz YZ Enine/Kalınlık ult Doğrultusuna Kayma Gerilmesi τyz Poisson Oranı Yön: XY(Ana) YX(Ġkincil) ZX YZ t c t c t c t c Notasyon: υ xy, υ xy υ yx, υ yx υ zx, υ zx υ yz, υ yz3 Mukavemet Sertlik 40 1.11.2. Katmanlar Arası Gerilmeler Bir lif takviyeli laminatın komĢu tabakaları arasındaki yük transferi katmanlar arası gerilmeler, σzz, τxz ve τyz, vasıtasıyla sağlanır. Tabakalar arası gerilmelerin olmasının temel nedeni, poisson oranlarının uygunsuzluğu ve komĢu tabakalar arası karĢılıklı etki katsayılarıdır. Mükemmel bağlanmamıĢ ve serbestçe deforme olabilen tabakalarda, x doğrultusundaki yükleme poisson oranlarındaki farklılık nedeniyle farklı enine gerinimler oluĢturacaktır. Ancak mükemmel bağlanma olduğunda katlı yapı içindeki gerinimler de aynı olacaktır. Serbest enine deformasyondaki bu kısıtlama her tabakada σyy normal gerilmesi ve tabakalar arasında τyz kayma gerilmesi oluĢturur. Benzer olarak, mükemmel bağ yapmıĢ katlı yapıda eĢit kayma gerinimleri tabakalar arası kayma gerilmesi τzx ’in oluĢmasını sağlar. (Mallick 1988) 1.12. Dokuma Kumaş Takviyeli Kompozit Malzemeler Dokuma kumaĢ, birbirine dik iki iplik sisteminin bağlantı veya yüzmeler yaparak oluĢturduğu üç boyutlu bir yapıdır. Birinci iplik sistemi çözgü ipliği ikinci iplik sistemi de atkı ipliğidir. KumaĢ konstrüksiyonu iplik sıklıkları ile belirlenmektedir. Dolayısıyla kumaĢ ağırlığı, kumaĢ kalınlığı ve kopma mukavemeti, dokumada kullanılan iplik miktarlarına ve çeĢitlerine bağlıdır. (Reinhart 1987) Yüksek performans gerektiren birçok alanda, dokuma kumaĢ takviyeli kompozit malzemeler kullanılmaktadır. Esnek yapıları, yüksek darbe dayanımı özellikleri, tokluk, boyutsal stabilite ve kolay üretilebilirlik gibi özellikleri sayesinde kullanım alanlarında baĢarılı sonuçlar sağlamıĢlardır. Gerekli yoğunluk derecelerine bağlı olarak çok çeĢitli yapılar kullanılmaktadır. KumaĢ konstrüksiyonu bezayağı dokuma örgüsünden balpeteği örgü yapısına kadar çok çeĢitli olabilmektedir. (Shonaike ve ark. 2000) KumaĢ dökümlülüğü, yüzey özellikleri ve stabilitesi örgü çeĢidiyle belirlenmektedir. AĢağıda çok kullanılan bazı örgü yapıları ve genel özellikleri verilmiĢtir. 41 1.12.1. Bezayağı Örgü Yapısı ġekil 1.29. Bezayağı örgü (http://www.netcomposites.com) Bu yapı her atkı ipliğinin dönüĢümlü olarak her çözgü ipliğinin altından veya üzerinden geçmesiyle oluĢmaktadır. KumaĢ simetriktir, stabilitesi iyidir ve orta derecede bir gözenekliliğe sahiptir. Ancak dökümlülük azdır ve yüksek kıvrım nedeniyle diğer örgü yapılarıyla kıyaslandığında mekanik özellikler iyi değildir. Kalın iplik kullanımı ile kıvrım daha da arttığı için kalın kumaĢların üretiminde tercih edilmeyen bir örgü çeĢididir. (http://www.netcomposites.com) 1.12.2. Dimi Örgü Yapısı ġekil 1.30. Dimi örgü (http://www.netcomposites.com) Bir veya daha fazla atkı ipliğinin dönüĢümlü olarak ve belli bir düzende iki veya daha fazla çözgü ipliğinin altından veya üzerinden geçerek oluĢturduğu örgü yapısıdır. Bu yapı kumaĢa düz veya kesilmiĢ diyagonal çubuk görüntüsü verir. KumaĢın dökümlülüğü iyidir. AzalmıĢ kıvrım sayesinde kumaĢ yüzeyi daha yumuĢaktır ve mekanik özellikler daha iyidir. (http://www.netcomposites.com) 42 1.12.3. Saten Örgü Yapısı ġekil 1.31. Saten örgü (http://www.netcomposites.com) Saten örgüler temel olarak, dimi örgülerin, atkı ve çözgü iplikleri daha az bağlantı yapacak Ģekilde modifiye edilmesiyle oluĢmaktadır. Ġplikler arasındaki bağlantı sayısı azdır. 4’lü, 5’li, 8’li saten olmak üzere çeĢitleri vardır. Kaz ayağı örgü yapısı, saten örgü çeĢitlerindendir. Burada atkı ipliği üç çözgü ipliğinin üzerinden ve bir çözgü ipliğinin altından belli bir sıra olmaksızın geçmektedir. Saten örgüler, düz, dökümlülükleri yüksek yapılardır. DüĢük kıvrım yüksek mekanik özellikler sağlamaktadır. Ġpliklerin birbirine çok yakın olduğu saten örgülerde sıkı kumaĢlar elde edilmektedir. Ancak düĢük stabilite ve asimetrik kumaĢ görünümü dikkat edilmesi gereken hususlardır. KumaĢın iki tarafındaki görünüm farklı olacaktır. (http://www.netcomposites.com) Kalın atkı iplikleri ve ince çözgü iplikleri kullanılarak oluĢturulan kaz ayağı veya uzun yüzmeli saten örgü yapısında dokuma kumaĢlara tek yönlü kumaĢlar denir. Bu kumaĢlar, kalın ipliğin kullanıldığı yönde kompozitlere yüksek dayanım sağlamaları ile karakterize edilirler. (Reinhart 1987) Bu tarz kumaĢlarda yapı dengesiz olduğu için özel uygulama alanlarında kullanılırlar. ġekil 1.32.Tek yönlü dokuma kumaĢ yapısı (Reinhart 1987) 43 1.12.4. Sepet Örgü Yapısı ġekil 1.33. Sepet örgü (http://www.netcomposites.com) Sepet örgü temel olarak bezayağı örgü gibidir. Yapı, iki veya daha fazla atkı ipliğinin iki veya daha fazla çözgü ipliğinin dönüĢümlü olarak üzerinden veya altından geçip bağlantı yapmasıyla oluĢmaktadır. Yapı düzdür, kıvrımlar bezayağı örgüye göre daha azdır; fakat daha az stabil kumaĢ yapısı söz konusudur. Yüksek gramajlı kumaĢlarda kalın ipliklerin kullanılması sonucu oluĢan yüksek kıvrımların giderilmesi amacıyla kullanılması uygundur. (http://www.netcomposites.com) 1.12.5. Leno Örgü ġekil 1.34. Leno örgü (http://www.netcomposites.com) Bu örgü yapısı genellikle dokuma kumaĢların açık kenarlarını kapamak güçlendirmek amacıyla kullanılmaktadır. Atkı iplikleri çözgü iplikleri etrafında dolanıp çözgüleri yerinde sabitlemektedirler. Ancak açık bir yapı olduğu için iyi fiziksel özellikler sağlamaması nedeniyle kompozit malzemelerde kullanımları yaygın değildir. Sadece bazı açık ve stabil dokuma örgüsü kullanımı gerektiren yerlerde kullanılmaktadır. (http://www.netcomposites.com) 44 KumaĢın tutumu, iplik sayısı ve örgü çeĢidi ile belirlenmektedir. Eğer kompozit malzemede kullanılacak kumaĢın örgüsü çok sıkı ise kumaĢ çeĢitli Ģekillere uyum sağlayamayacaktır ve reçineyi kabul etmeyecektir. Dolayısıyla zayıf bir kompozit yapı oluĢacaktır. Diğer yandan sıkı olmayan bir örgü ile oluĢturulmuĢ kumaĢta, kompozit malzeme için yeterli mukavemet sağlayacak iplik miktarı az olacaktır. (Reinhart 1987) Çizelge 1.6’da dokuma örgü yapılarının özellikleri kıyaslanmıĢtır. Çizelge 1.6. Örgü yapılarının kumaĢ özellikleri açısından kıyaslanması (http://www.netcomposites.com) Özellik Bezayağı Dimi Saten Sepet Leno Stabilite **** *** ** ** ***** Dökümlülük ** **** ***** *** * Gözeneklilik *** **** ***** ** * YumuĢaklık ** *** ***** ** * Denge **** **** ** **** ** Simetri ***** *** * *** * Kıvrım ** *** **** ** **/***** *****=Mükemmel ****=Ġyi ***=Kabuledilebilir **=Kötü *=Çok Kötü 1.13. Kompozit Malzemelerde Fiziksel Hata Mekanizmaları Uygulanan yüke bağlı olarak kompozit malzemelerde genel olarak üç çeĢit hasar geliĢmektedir: 1- Tabakada çatlama: enine çatlama da denir. Uygulanan yüke zıt doğrultuda olan lifleri taĢıyan tabakada meydana gelen çatlamadır. 2- Tabakalar arasındaki delaminasyon veya bağlanamama. 3- Lif hasarları Malzemede meydana gelen çatlaklar, yeterli enerjiyi bulduğunda ilerleyecek ve malzemeyi ayırıp kırık yüzeyler meydana getirecektir. Malzemenin kırılma tokluğu hasar esnasında enerji absorbe edebilen aĢağıdaki etkenlere bağlıdır: 45 1- Matriks çatlağı 2- Liflerde kırılma 3- Lif matriks arabirimi hasarı 4- Arabirim hasarından sonra elastik enerjinin serbest kalması 5- Matriksten dıĢarı çıkmıĢ lifler 6- Çatlağa uygun açılarda yerleĢtirilmemiĢ liflerde kayma meydana gelmesi 7- Tabakalar arası ayrılma (Bunsel ve ark. 2005) 1.14. Kompozit Malzemelerle İlgili Literatürde Yapılan Çalışmalar W. Hufenbach ve arkadaĢları (2008) yaptıkları çalıĢmada, kompozit yapıların darbe dayanımlarını etkileyen ana parametreleri belirlemeyi amaçlamıĢlardır. Deneysel çalıĢma, karbon takviyeli kompozitler kullanılarak Charpy test cihazında yapılmıĢ ve deney sonuçları kullanılarak sayısal modelleme yapılmıĢtır. Ġyi darbe dayanımına sahip sert kompozitler elde etmek için, sert (UD) tek yönlü takviyeli karıĢımlarının çekirdek malzemesi olarak ve daha sert kumaĢ katının dıĢ kısımda koruyucu olarak kullanılmasının gerekli olduğu saptanmıĢtır. Hatta metalik panellerin eklenmesinin darbe dayanım toleransını daha çok arttırdığı görülmüĢtür. Yük taĢıyan yapı ile darbe º yapan nesne arasına 45 yönlü kumaĢ katları konduğunda bu katların koruyucu tabakalar gibi davrandığı, rijitlik ve dayanımları daha iyi yaptığı gözlenmiĢtir. Ayrıca deneysel verilerle sayısal veriler arasında iyi bir korelasyon olduğu sonucuna varılmıĢtır. L. H. De Carvalho ve arkadaĢları, (2006) düz dokuma ve düz atkılı örme jüt kumaĢ/ polyester reçine kombinasyonundan oluĢan kompozitlerin mekanik özelliklerini kıyaslamıĢlardır. Jüt kumaĢ/polyester kompozitlerin çekme ve darbe davranıĢları, kumaĢ çeĢidinin, lif kütlesel kesrinin ve yükün uygulanma yönünün fonksiyonu olarak değerlendirilmiĢtir. Elde edilen sonuçlardan aĢağıdaki yargılara varılmıĢtır: 1. Ġncelenen kompozitlerin çekme özellikleri, kumaĢ çeĢidine (dokuma, örme) bağlıdır. 2. Dokuma kumaĢ takviyeli kompozitin çekme mukavemeti lif kütlesel kesrine ve test yönüne bağlıyken, örme kumaĢ takviyeli kompozitin bunlardan bağımsızdır. 46 3. Dokuma kumaĢ takviyeli kompozitler için daha iyi çekme mukavemetleri elde edilmiĢtir ve bu durumun daha yüksek lif oryantasyonun ve daha iyi reçine emdirilmesinin bir sonucu olduğu görülmüĢtür. 4. AraĢtırmada kullanılan kompozit malzemelerin, lif/matriks ara birimi zayıftır. Bu davranıĢ lifin higroskobik ve matriksin hidrofobik olmasıyla iliĢkilendirilmiĢtir. 5. Her iki çeĢit kompozitlerin de darbe mukavemetleri, matriksin darbe mukavemetinden daha yüksektir ve lif miktarının artmasıyla artma eğilimindedir. 6. Atkılı örme kompozitlerin darbe mukavemetleri, dokuma kumaĢ kompozitlerinkinden daha yüksek olma eğilimindedir. Bu davranıĢın sebebi, lif oryantasyonunun olmamasına ve atkılı örme kompozitlerdeki zayıf kumaĢ empregnasyonuna bağlanmıĢtır. Seong Sik Cheon ve arkadaĢları, (1999) cam lifi takviyeli hibrit kompozitlerin darbe enerji absorbsiyon özelliklerini, kompozitin içine gömülen farklı malzemelerin hacimsel oranını esas alarak araĢtırmıĢlardır. Hibrit oluĢturma amacıyla yapıya polietilen kumaĢ, polipropilen kumaĢ, kevlar lifleri ve silan ile muamele edilmemiĢ cam lifleri gömülmüĢtür. Bunların farklı hacimsel oranlarıyla oluĢturulan numuneler Charpy test cihazında test edilmiĢtir. Sonuç olarak, % 3,4 hacimsel oranında tek yönlü kevlar lifinin cam lifi/epoksi kombinasyonunda oluĢan kompozit yapıya dahil edilmesiyle darbe enerji absorbsiyon kapasitesinin, sadece cam lifi/epoksi reçineden oluĢan kompozit yapınınkinden % 80 daha yüksek olduğu görülmüĢtür. Benzer Ģekilde, % 5 hacimsel oranında silan muamelesi görmemiĢ cam liflerinin kompozit yapıya dahil edilmesiyle oluĢan hibrit yapının enerji absorbsiyon kapasitesinin saf yapınınkinden % 40 daha yüksek olduğu görülmüĢtür. Asad A. Khalid yaptığı (2006) çalıĢmada, test sıcaklığının ve lif hacimsel oranının kompozit malzemelerin darbe enerjilerine etkisini incelemiĢtir. Bu amaçla, fitil dokuma aramid/epoksi ve cam/epoksi kombinasyonundan oluĢan kompozit malzemeler el yatırma tekniğine göre üretilmiĢtir. 0,45, 0,55 ve 0,65 lif hacimsel oranlarında º º hazırlanan numuneler -40 ve 40 C arasında 10 C aralıklarla değiĢen sıcaklık değerlerinde test edilmiĢtir. Sonuç olarak, darbe testinin yapıldığı sıcaklığın artmasıyla darbe enerjisinin de arttığı ve aramid/epoksi kompozit malzemesinin darbe enerjisinin 47 cam/epoksi malzemesininkinden daha yüksek olduğu; lif hacimsel oranının artmasıyla da darbe enerjisinin azaldığı görülmüĢtür. M. Karahan ve arkadaĢları (2007), tarafından yapılan çalıĢmada, el yatırma, RTM (Resin Transfer Moulding- reçine enjeksiyon kalıplama) ve SMC (Sheet Moulding Compounds- hazır kalıplama katmanı bileĢimi) kalıplama yöntemleri ile üretilmiĢ, tesadüfi kesikli ve sürekli cam elyaf keçelerle ve cam lifleriyle takviyeli polyester reçine kompozitlerin ani darbe dayanımlarını araĢtırmıĢlardır. Bu amaçla, kompozit plakaların mekanik özelliklerinin tespiti için çekme mukavemetini ve elastisite modülünü tespit etmiĢlerdir. Ani darbe mukavemeti Charpy testiile tespit edilmiĢtir. Ayrıca ani darbe sonrasında meydana gelen deformasyonun tespiti için düĢük hızlı ağırlık düĢürmeye maruz kalmıĢ numunelere üç noktalı eğilme testi yapılmıĢ ve mukavemet kayıpları tespit edilmiĢtir. Sonuç olarak, lif hacimsel oranı artıĢının, kompozit malzemelerin ani darbe dayanımını arttırdığı; kompozit malzemede dolgu malzemesi kullanılmasının kompozit malzemenin mekanik özelliklerini ve ani darbe mukavemetini düĢürdüğü tespit edilmiĢtir. Giancarlo Anzelotti ve arkadaĢları (2008) yaptıkları çalıĢmada, karbon dimi dokuma kumaĢın epoksi reçineyle kombinasyonu ile oluĢan kompozit tabakayı çekme testine tabi tutarak, gerinim mekanizmasını deneysel olarak araĢtırmıĢlar ve hesaplamalı model ile iliĢkilendirmiĢlerdir. Dijital görüntü korelasyon tekniği (DIC), mesoskopik düzeydeki deneysel gerinim dağılımını vermiĢtir. Dokuma yapısındaki teorik gerinim dağılımı, belirtilen sonlu elemanlar modeliyle (FEM) elde edilmiĢtir. Sonuç olarak, sonlu elemanlar modeliyle hesaplanan tüm rijitlik değerinin deneysel verilerden daha düĢük olduğu görülmüĢtür. Gabriel O. Shonaike ve arkadaĢları (2000), farklı kalıplama sıcaklıkları ve emdirme zamanlarının, cam lifi hasır dokuma kumaĢ takviyeli termoplastik elastomer kompozitlerin çekme özellikleri üzerine etkilerini incelemiĢlerdir. Kalıplama sıcaklıkları º 190, 200, 210, 220 ve 230 C alınmıĢ ve emdirme süreleri de 1 ve 30 dakika arasında değiĢmiĢtir. Matriks reçinenin takviye malzemesi içine empregnasyon derecesi, taramalı elektron mikroskobu kullanılarak ve çekme özellikleri ile karakterize edilmiĢtir. Sonuç 48 º olarak, 190 C ‘de imal edilen örneklerde bütün empregnasyonun 10 dakikadan önce olduğu ve daha yüksek sıcaklıklarda imal edilen örneklerde matriks reçinede bozunma meydana geldiği görülmüĢtür. Matriks reçinenin erime noktasının düĢüĢü ve çekme mukavemetinin azalması bu bozunmayı kanıtlamıĢtır. Ayrıca kompozitlerin çekme özelliklerinin içerdikleri boĢluk miktarına bağlı olduğu; boĢluk miktarı arttıkça çekme özelliklerinin kötüleĢtiği görülmüĢtür. C.Z. Paiva Ju´nior ve arkadaĢları (2004) yaptıkları çalıĢmada, polyester reçine/ rami ve pamuk hibrit düz dokuma kumaĢtan oluĢan kompozit malzemeler kullanmıĢlardır. Bu kompozitlerin çekme mukavemetleri rami liflerinin oryantasyonu ve lif hacimsel oranının fonksiyonu olarak tanımlanmıĢtır. Kompozitler, yükleme eksenine paralel º º º yerleĢtirilmiĢ rami lifleri (0 ) ve çeĢitli konfigürasyonlarda yerleĢtirilmiĢ (0 /90 ) liflerden oluĢan dokuma kompozit yapı Ģeklinde test edilmiĢlerdir. Alınan sonuçlar, kompozitlerin çekme özelliklerini etkileyen ana parametrenin yükleme eksenine paralel olan rami hacimsel oranı olduğunu göstermiĢtir. Pamuk liflerinin bu duruma katkısının º en az olduğu görülmüĢtür. Aslında (0 ) kompozitlerin çekme mukavemetleri için alınan sonuçların, pamuk liflerinin katkısına aldırmaksızın, karıĢım için ortak bir kural izlediği gözlenmiĢtir. Matriksten % 338 daha fazla olan kompozitin çekme mukavemeti değerleri, selülozik lif takviyeli kompozitler içinde rami lifinin potansiyel etkisini göstermektedir. K. M. Eng, M. Mariatti ve arkadaĢları (2006), farklı kat sayısında ve farklı gramajlarda dokuma kumaĢ kullanılmasının, dokuma kumaĢ/epoksi reçine kombinasyonundan oluĢan kompozit yapıların özelliklerine etkilerini incelemiĢlerdir. 2 Bu amaçla, 50, 150 ve 200 g/m yoğunluklarında cam elyaftan oluĢan dokuma kumaĢ kullanılmıĢ ve eğilme, termal ve fiziksel özellikler incelenmiĢtir. Sonuç olarak, lif içeriğinin yani gramajın artmasıyla eğilme mukavemeti ve eğilme modülünün arttığı ancak termal genleĢme katsayısının azaldığı görülmüĢtür. Bunun nedeninin, daha fazla lifin sisteme uygulanan kuvvetleri paylaĢabildiği ve zayıf noktalar olan iplik kesiĢim noktalarının azalması olduğu açıklanmıĢtır. Ayrıca sistemde kullanılan kumaĢ katsayısı arttıkça eğilme mukavemeti ve modülünün yine arttığı görülmüĢtür. 49 Bir baĢka çalıĢmada, Cevdet Kaynak ve arkadaĢları (2009), reçine enjeksiyon kalıplama metoduna göre üretilmiĢ dokuma cam lifi/epoksi reçine kombinasyonundan oluĢan kompozitlerde, kalıplama sıcaklığının, reçine çıkıĢında vakum uygulamasının ve reçinenin baĢlangıçtaki sıcaklığının malzemenin mekanik özelliklerini nasıl etkilediğini araĢtırmıĢlardır. Bu amaçla, altı farklı kalıplama sıcaklıkları (25, 40, 60, 80, 100 ve 120 º º C), iki farklı baĢlangıç reçine sıcaklıkları (15 ve 28 C), vakumlu (0.03 bar) ve vakumsuz koĢullar olmak üzere Ģartlar belirlemiĢlerdir. Bu Ģartlarda yapılan testler º º sonucunda, 28 C baĢlangıç sıcaklığına sahip reçine ile vakum uygulanarak 60 C’de kalıplama yapılarak üretilen kompozit malzemelerin daha yüksek çekme mukavemetine, eğilme mukavemetine ve darbe dayanımına sahip oldukları görülmüĢtür. Ayrıca vakum uygulamasının, malzemenin içindeki boĢluk miktarını azalttığı için malzemenin son mekanik özellikleri üzerinde etkili olduğu ve reçinenin baĢlangıç sıcaklığındaki düĢüĢün malzemenin mekanik özelliklerinde düĢüĢe sebep olduğu görülmüĢtür. M. Mariatti ve arkadaĢları (2008) yaptıkları çalıĢmada, doğal liflerden oluĢturulan kompozit malzemelerin bazı mekanik özelliklerini incelemiĢlerdir. Bu amaçla üsü ağacı ve muz ağacı liflerinden oluĢturulan dokuma kumaĢ/doymamıĢ polyester reçine kombinasyonundan oluĢan kompozit malzemeler kullanılmıĢtır. Her iki kompozit malzeme de vakum torbalama tekniğine göre üretilmiĢ ve toplam lif hacimsel oranının fonksiyonu olarak malzemelerin eğilme, darbe ve su absorbsiyon özellikleri araĢtırılmıĢtır. Sonuç olarak, her iki sistemde eğilme mukavemeti ve eğilme modülünün, lif hacimsel oranının artmasıyla arttığı görülmüĢtür. Muz ağacı liflerinden oluĢturulan kompozit malzemenin, enine kesit yapısının farklı olması ve yüksek selüloz içermesinden dolayı diğer malzemeye kıyasla daha yüksek eğilme ve darbe özelliklerine sahip olduğu bulunmuĢtur. Ayrıca üsü ağacı liflerinden oluĢturulan kompozit malzemenin, daha fazla hemiselüloz içermesi ve yapısındaki kusurlar nedeniyle diğer malzemeden daha fazla su aldığı görülmüĢtür. L. A. Pothan ve arkadaĢları (2008) , reçine enjeksiyon kalıplama metoduna göre ürettikleri kenevir dokuma kumaĢ/polyester reçine kombinasyonundan oluĢan kompozit malzemenin mekanik özelliklerine, reçine viskozitesinin, uygulanan basıncın, dokuma örgüsü çeĢidinin ( düz, dimi ve hasır örgü yapısında üç çeĢit kumaĢ kullanılmıĢtır.) ve 50 lif yüzeyi modifikasyonun etkisi ile ilgili bir araĢtırma yapmıĢlardır. Uygulanan basınçtan, reçine viskozitesinden ve yüzey modifikasyonundan çok dokuma yapısının ve lif içeriğinin kompozit malzemenin temel özelliklerinde etkili olduğunu görmüĢlerdir. Sonuç olarak, yükleme doğrultusunda maksimum lif ve daha az kesiĢim noktaları içeren malzemenin (hasır yapısına sahip kumaĢ) daha yüksek eğilme ve çekme mukavemetine sahip olduğu görülmüĢtür. L. A. Pothan ve arkadaĢları (2005) yaptıkları bir diğer çalıĢmada, lif hacimsel oranının, tabaka kat sayısının ve dokuma yapısının, muz ve cam lifi dokuma kumaĢ/polyester reçine kombinasyonundan oluĢan kompozit malzemelerin mekanik özelliklerine etkisini incelemiĢlerdir. Bu amaçla farklı katlarda, farklı lif hacimsel oranlarında ve açık (iplikler arası mesafenin fazla olduğu yapılar) ve kapalı (iplikler arası daha az mesafenin olduğu yapılar) dokuma yapısında kumaĢlar kullanarak çeĢitli kompozit yapılar üretip test etmiĢlerdir. Sonuç olarak, kapalı dokuma yapısında iki tabakadan oluĢan kompozitlerin çekme dayanımlarının en iyi olduğu görülmüĢtür. Diğer taraftan üç tabakadan oluĢan kompozit yapıların eğilme mukavemetlerinin en iyi olduğu ve artan tabaka sayısının darbe dayanımını arttırdığı, kapalı dokuma yapısında dört tabakadan oluĢan kompozitlerin en yüksek darbe dayanımı gösterdiği sonuçlarına varılmıĢtır. 51 2. MATERYAL VE METOD 2.1. Materyal Bu çalıĢmada, polyester dokuma kumaĢ, vinilester reçine, hızlandırıcı ve sertleĢtirici malzemeler kompozit malzemeyi oluĢturmada materyal olarak kullanılmıĢtır. Kompozit malzemelerin üretiminde kullanılan reçinelerin aĢağıdaki özelliklere sahip olması gerekmektedir: 1- Ġyi mekanik özellikler 2- Ġyi yapıĢma özellikleri 3- Ġyi tokluk özellikleri 4- Çevresel bozunmalara karĢı iyi bir dayanım ġekil 2.1’de ideal bir reçine sisteminin gerilme-gerinim eğrisi gösterilmiĢtir. Kullanılan reçine için eğri yüksek son mukavemeti, yüksek katılığı ve gerinimi göstermektedir. Buna göre reçinenin baĢlangıçta katı olduğu fakat aynı zamanda kırılgan hasardan etkilenmeyeceği anlamı çıkmaktadır. (http://www.netcomposites.com) ġekil 2.1. Ġdeal bir reçinenin gerilme gerinim eğrisi (http://www.netcomposites.com) 52 2.1.1. Vinilester Reçine Vinilester reçineler, monofonksiyonel doymamıĢ asitlerin ( metakrilik veya akrilik asit gibi) bisfenol diepoksitlerle reaksiyonu ile hazırlanan doymamıĢ reçinelerdir. OluĢan polimer, stiren gibi doymamıĢ monomer ile karıĢtırılır. (Greene 1999) Moleküler yapı olarak polyester reçinelere benzemektedir. Polyester reçinelerden farklı olarak reaktif bölgeler vinilester reçinelerde, molekül zincirlerinin sadece uçlarında bulunmaktadır. Molekül zincirinin tüm uzunluğu ani yüklemeleri absorbe etme yeteneğine sahiptir ve bu da vinilester reçinelerin daha tok, esnek ve sağlam olmasını sağlamaktadır. Darbe ve yorulma dayanımları da oldukça iyidir. Ayrıca vinilester molekülü az sayıda ester grup da içermektedir. Bu ester grupları hidroliz ile oluĢan suyun degradasyonuna karĢı hassastırlar. Bu hassasiyet onları suya ve diğer kimyasallara karĢı dayanıklı yapmaktadır. ġekil 2.2’de tipik bir vinilester reçinenin ideal kimyasal yapısı görülmektedir. Molekül zincirindeki ester grupları ve reaktif bölgeler görülmektedir. Diğer bir ġekil 2.3’de kür edilmemiĢ vinilester reçinenin Ģematik gösterimi vardır. (http://www.netcomposites.com) ġekil 2.2. Vinilester reçinenin kimyasal yapısı (http://www.netcomposites.com) ġekil 2.3. Kür edilmemiĢ reçine yapısının Ģematik gösterimi (http://www.netcomposites.com) Polyester reçine ile kıyaslandığında, daha az sayıda ester grup içermesi, hidroliz sonucu gerçekleĢen hasarlara daha az meyilli olduğunu göstermektedir. Bu özelliği onun su ile temas halinde olacağı bazı uygulamalarda polyester tabakalar için bariyer 53 olarak kullanımını sağlamıĢtır. ġekil 2.4’de kür edilmiĢ vinilester reçinenin Ģematik gösterimine bakıldığında, yüksek sıcaklıkta kür iĢlemi gerektirmesine rağmen polyesterle kıyaslandığında daha tok ve dayanıklı olduğu sonucuna varılmaktadır. Ayrıca vinilester reçineler, doymamıĢ reçineler arasında yüksek sıcaklıklarda dahi kimyasal dayanımı en iyi olan ürünlerdir. (http://www.netcomposites.com) ġekil 2.4. Kür edilmiĢ reçine yapısının Ģematik gösterimi (http://www.netcomposites.com) Bu çalıĢmada, Poliya Polyester Sanayi ve Ticaret Ltd. ġti.’nin piyasaya sunduğu 3 yoğunluğu 1,044 gr/cm olan vinilester reçine kullanılmıĢtır. Bu reçine, epoksi bazlı orta yüksek reaktiviteli vinilester reçinedir. Uzun süre yüksek ısı dayanımına, yüksek korozyon direncine, asidik ve alkali ortamlarda yüksek performansa ve mükemmel yapıĢma özelliklerine sahiptir. Bu özellikleri onun, kimyasal madde depoları, kimyasal madde üreten fabrikalar için ekipman yapımı ve korozyona karĢı kaplama yapımında yaygın kullanımlarını sağlamıĢtır. Aynı zamanda, yüksek dayanım yanında esneklik imkanı sunan geliĢmiĢ mekanik özellikleri, dinamik ve statik yük dayanımı gerektiren yerlerde, yapı sektöründe, denizcilik alanında kullanılmalarını sağlamıĢtır. Hidrolitik dayanımının yüksek olmasından dolayı sıcak su ve güneĢ kolektörleri, balık üretme havuzları gibi su ile temas eden her alanda kullanılmaktadır. Vinilesterin yapısında bulunan serbest hidroksil uçları, bu reçinelerin sadece cam elyaf ile değil karbon ve aramid ile de takviye edilebilmesini sağlar. Reçine sertleĢtiğinde sadece zincirin ucundaki çifte bağlar çapraz bağ oluĢturacağı için polyesterlere nazaran kuvvet altında daha dayanıklı, uzaması daha fazla ve termoĢoklara daha dayanıklı bir yapı oluĢmaktadır.(http://www.poliya.com.tr) SertleĢmiĢ reçinenin mekanik özellikleri Çizelge 2.1’de gösterilmiĢtir. 54 Çizelge 2.1. SertleĢmiĢ vinilester reçinenin mekanik özellikleri http://www.poliya.com.tr Özellik Saf Reçine Değeri Eğilme Dayanımı 160MPa Eğilme Modülü 4360MPa Kopmadaki Uzama 7,90% Çekme Dayanımı 80MPa Elastisite Modülü 3200MPa Kopmadaki Uzama %5-6 Ġzod Darbe 2 Dayanımı 17kj/m Prosesler için uygun formda reçine eldesinde bazı yardımcı kimyasallar kullanılmaktadır: 1- Hızlandırıcılar, sertleĢme ve kür reaksiyonunu hızlandıran bileĢiklerdir. 2- SertleĢtiriciler (Katalizörler), reçine ve monomerin sertleĢmesi için çapraz bağ ile sonuçlanan reaksiyonunu baĢlatan maddelerdir. 3- Dolgu maddeleri, üretilen son ürünün teknik özelliklerini geliĢtiren maddelerdir. 4- Pigment tozları, çeĢitli renklerde renklendirme amacıyla kullanılırlar. (Doğanay 2007) Reçinenin hazırlanmasında ve karıĢımında çok büyük dikkat gerekmektedir. Ġçinde herhangi bir yabancı madde olmayacak Ģekilde hazırlanmalı ve hava kabarcığı kalmayacak Ģekilde iyice karıĢtırılmalıdır. Reçine karıĢımında kalan hava kabarcıkları, kompozit tabakaların üretimi esnasında son malzemede de oluĢup yapının zayıflamasına sebep olmaktadırlar. Ayrıca kullanılacak sertleĢtirici ve hızlandırıcı miktarlarının dikkatlice ölçülüp belirlenmesi, en iyi malzeme özelliklerini verecek polimerizasyon reaksiyonunun kontrolü açısından önemlidir. Fazla sertleĢtirici ilavesi hızlı jelleĢme zamanına sebep olurken, daha az sertleĢtirici ilave edilmesi ise kürlenmemiĢ reçine kalmasına sebep olmaktadır. (http://www.netcomposites.com) 2.1.2. Jelleşme ve Kürleme SertleĢtirici ya da katalizörün reçineye ilave edilmesiyle sıvı olan reçinenin viskozitesi, reçine sıvı formdan uzaklaĢana kadar artmaya baĢlar. Bu reçinenin jel 55 olduğu noktadır. Reçine jel formuna geldikten sonra, sertleĢmeye baĢlar. Bu sertleĢme reçinenin tümünde gerçekleĢip belirli özellikler elde edilinceye kadar devam eder. Bu reaksiyon esnasında ısı açığa çıkar ve açığa çıkan bu ısı aynı zamanda reaksiyonu hızlandırmaktadır. Polimer zincirlerinin çapraz bağlanmasıyla polimerin sertleĢmesini sağlayan bu iĢleme kürleme denir. Kürleme hızı ilave edilen hızlandırıcı miktarı ile kontrol edilmektedir. Aynı zamanda ısıtma ile de kürleme hızı arttırılabilmektedir. Sıcaklığın artmasıyla son sertliğe daha hızlı ulaĢılmaktadır. Bu durum oda sıcaklığında saatlerce veya günlerce sertleĢmenin beklenmesi durumlarında yararlı olabilmektedir. Malzemenin son mekanik özelliklerini arttırmak amacıyla yüksek sıcaklıklarda yapılan kürleme iĢlemine postcure denilmektedir. Yüksek sıcaklıkta kürleme yapılmayan birçok reçine son mekanik özelliklerine ulaĢamamaktadır. Bu iĢlem, baĢlangıçta oda sıcaklığında kürlenen malzemenin daha sıcak bir ortamda bekletilmesi Ģeklinde olmaktadır. Böylece çapraz bağ yapan molekül sayısı artmaktadır. (http://www.netcomposites.com) 2.1.3. Sertleştirici SertleĢtiriciler, reçine içindeki hızlandırıcılar ile reaksiyona girerek ya da ısı ile malzemenin sertleĢmesini sağlamaktadırlar. Reçinenin sertleĢmesi için gerekli çapraz bağ oluĢumu reaksiyonunu baĢlatırlar. Farklı reçine tipleri ve uygulamaları için çok çeĢitli sertleĢtiriciler mevcuttur. Bu çalıĢmada, numune hazırlanmasında MEKP ( metil etil keton peroksit ) olarak anılan Poliya firmasının piyasaya sürdüğü sertleĢtirici kullanılmıĢtır. MEKP organik bir peroksittir. Bu tür bileĢikler kendi baĢlarına kararsız yapıda olduklarından inert maddelerle karıĢım formunda bulunurlar.(http://www.poliya.com.tr) KarıĢım yapıda olduklarından özellikleri de farklılaĢmaktadır. Polyester ve vinilester reçineler ile kullanılan bir sertleĢtiricidir. KarıĢtırma oranı vinilester reçineye göre % 2 olarak kullanılmıĢtır. 56 2.1.4. Hızlandırıcı SertleĢme reaksiyonunu hızlandıran maddelerdir. Bu çalıĢmada, Poliya firmasının piyasaya sürdüğü % 6 ‘lık kobalt naftalat esaslı hızlandırıcı kullanılmıĢtır. Bu hızlandırıcı, MEKP tipi sertleĢtiricilerle çalıĢmaktadır. Kobalt esaslı hızlandırıcılar, reçinenin sertleĢmesini hızlandırarak sertleĢmenin oda sıcaklığında gerçekleĢebilmesini sağlamaktadırlar. Reçineye ilave edilecek hızlandırıcı miktarı, kullanılan reçine tipine, ortam sıcaklığına ve istenen jel süresine göre değiĢmektedir. Bu çalıĢmada kullanılan karıĢtırma oranı % 0,2 ‘dir. (http://www.poliya.com.tr) 2.1.5. Polyester Dokuma Kumaş Bu çalıĢmada üretilen kompozit malzeme için kullanılan takviye malzemesi, çözgüde polyester düz iplik ve atkıda polyester Ģönil iplik kullanılarak dokunmuĢtur. KumaĢın örgüsü, uzun yüzmelerden oluĢan dimi örgü ile bezayağı örgünün bağlantı 2 noktaları ile birleĢtirilmesinden oluĢmaktadır. KumaĢ, 411 gr/m gramajında kalın, sıklığı yüksek ve tok bir yapıya sahiptir. Çizelge 2.2’de kumaĢın ve kumaĢı oluĢturan ipliklerin özellikleri verilmiĢtir. Çizelge 2.2. KumaĢ ve iplik özellikleri KumaĢtaki Ġplik Ġplik KumaĢtaki Ġplik Ġplik Ġplik Tipleri Numaraları Ġplik Kıvrımları Ağırlıkları 2 ÇeĢitleri tex-denye Sıklıkları [g/m ] [Adet/cm] Çözgü düz iplik 19,5-175,5 34 0,1125 138 Atkı Ģönil iplik 157,6-1419 17 0,035 273 Mikroskop altında kumaĢın ön ve arka yüzeyinin fotoğrafları çekilmiĢtir. AĢağıdaki ilk ġekil 2.5’de kumaĢın ön yüzeyi ve burada uzun yüzmeler yapan çözgü iplikleri görülmektedir. Ġkinci ġekil 2.6’da kumaĢın arka yüzeyi ve bu yüzeye yapıları itibariyle hakim olan atkı iplikleri görülmektedir. 57 ġekil 2.5. KumaĢın ön yüzey görünümü ġekil 2.6. KumaĢın arka yüzey görünümü 2.2. Metot Bu çalıĢmada, öncelikle takviye malzemesi olarak kullanılan polyester dokuma kumaĢın ve kumaĢ oluĢumunda kullanılan atkı ve çözgü ipliklerinin mukavemet değerleri Instron cihazında test edilerek belirlenmiĢtir. El yatırması yöntemiyle üretilen kompozit malzemenin çekme ve eğilme mukavemet testleri Instron cihazında, darbe dayanımı testleri Charpy cihazında yapılmıĢtır. 2.2.1. İplik Numarası Tayini KumaĢtan atkı ve çözgü yönünde 10’ ar tane 60 cm iplik çıkarılmıĢtır. Bu ipliklerin ağırlıkları ölçülmüĢtür. Bir iplik ağırlığından ve uzunluğundan yararlanarak denye ve Nm cinsinden iplik numaraları tespit edilmiĢtir. 58 2.2.2. İplik Mukavemet Testleri Polyester dokuma kumaĢtan, çözgü ve atkı yönünde 60 cm uzunluğunda 10 ‘ar tane iplik alınmıĢtır. Bu iplikler, sabit uzama ilkesine göre çalıĢan, 100N’luk yük hücresi º kullanılarak Instron cihazında, 20 C sıcaklık ve % 65 rölatif nem koĢullarında ASTM D 2256 test standardına göre test edilmiĢtir. Ġplikler cihaza çeneler arası mesafe 500 mm olacak Ģekilde yerleĢtirilmiĢtir. 2.2.3. Reçinesiz Kumaş Mukavemeti Testleri Dokuma kumaĢın mukavemet değerlerini tespit etmek amacıyla kumaĢtan atkı, º çözgü ve 45 doğrultularında, 50 mm eninde 300 mm uzunluğunda, her bir doğrultudan 5 tane olmak üzere toplam 15 kumaĢ numunesi hazırlanmıĢtır. Bu numuneler Instron cihazında 5 kN ‘luk yük hücresi kullanılarak ASTM D 1682 standartlarına uygun olarak test edilmiĢlerdir. 2.2.4. Kompozit Malzemenin Hazırlanması Dokuma kumaĢ takviyeli kompozit malzeme el yatırma tekniği kullanılarak üretilmiĢtir. Kompozit malzemenin, 4 kumaĢ tabakasından oluĢan çok katlı yapı olarak üretilmesi tasarlanmıĢtır. Öncelikle test edilecek numune sayısına ve boyutuna göre º belli uzunluklarda kumaĢ parçaları, çözgü, atkı ve 45 doğrultularında, tek bir kompozit yapı üretimi için her doğrultudan 4 ‘er tane kumaĢ olacak Ģekilde kesilip hazırlanmıĢtır. Daha sonra silikon bir levha üzerine çözgü doğrultusunda kesilmiĢ 1. kumaĢ katı yerleĢtirilmiĢtir. Ġlk kumaĢ katının üzerine, hızlandırıcı ve sertleĢtirici ile belli oranlarda karıĢtırılan reçine yayılmıĢtır. Kullanılan reçine miktarı 100 gr ‘dır. Reçine miktarının % 0,2’ si kadar önce hızlandırıcı reçineye ilave edilip karıĢtırılmıĢ, ardından reçine miktarının % 2’ si kadar sertleĢtirici karıĢıma ilave edilip karıĢtırılmıĢtır. Her kumaĢ katına aynı miktarda reçine uygulanmıĢtır. Reçinenin kumaĢa nüfuziyetinin iyi olması ve hava boĢluğunun kalmaması için kumaĢ katlarının yerleĢtirilmesinden sonra rulolama yapılmıĢtır. 4. kumaĢ katı ( son kat ) yerleĢtirildikten ve rulo ile düzeltildikten sonra 59 ikinci silikon levha malzeme üzerine düzgün bir Ģekilde konmuĢtur. Hava kabarcığı olmaması ve düzgün bir geometri elde etmek amacıyla silikon levha üzerine ağırlıklar konarak malzeme 16 saat baskı altında bekletilmiĢtir. Daha sonra mekanik özelliklerin º geliĢtirilmesi ve kür iĢleminin tamamlanması amacıyla malzeme 70 C sıcaklıkta etüvde 2 saat bekletilmiĢtir. Etüvden sonra soğuyan malzemeler çekme, eğilme ve darbe testleri için gerekli numune boyutlarında hassas bir Ģekilde kesilmiĢtir. º Çözgü doğrultusunu esas alarak anlattığımız bu iĢlemler, atkı ve 45 doğrultularında malzeme üretimi için de aynı Ģekilde ve gerçekleĢtirilmiĢtir. Çok katlı kompozit tabakaların üretim miktarı, gerekli test numunesi sayısına ve boyutuna göre belirlenmiĢtir. Çizelge 2.3’de üretilen kompozit malzemenin fiziksel özellikleri gösterilmiĢtir. Çizelge 2.3. Kompozit malzemenin fiziksel özellikleri Takviye BitmiĢ KumaĢ Reçine Malzemedeki BitmiĢ Malzemesi Panel Hacimsel Hacimsel BoĢluk Oranı Plaka Toplam Ağırlığı Oranı [%] Oranı [%] [%] Kalınlığı Ağırlık [g] [g] 160 408,614 25,1 51,5 23,4 4,4 º Kompozit malzemenin hazırlanması esnasındaki ortam sıcaklığı 20 – 25 C arasında tutulmaya çalıĢılmıĢtır. Bu sıcaklık aralıklarında ve belirtilen hızlandırıcı ve sertleĢtirici madde miktarları kullanılarak hazırlanan reçine karıĢımının jel süresinin 20 dk olması göz önünde bulundurularak sıcaklık değerlerine ve çalıĢmanın hızlı yapılmasına dikkat edilmiĢtir. 2.2.5. Kompozit Malzemenin Mekanik Performansının Belirlenmesi El yatırma metodu kullanılarak yukarıda açıklandığı Ģekilde üretilen kompozit malzeme, mekanik özelliklerinin ve performansının belirlenmesi için bir dizi testlere tabi tutulmuĢtur. Çekme mukavemetinin ve çekme modülünün tayini için malzemeye 60 Instron cihazında çekme testi yapılmıĢtır. Eğilme mukavemeti ve eğilme modülünün tayini için yine Instron cihazında üç noktalı eğilme testi yapılmıĢtır. 2.2.5.1. Çekme Testi Üretilen dokuma kumaĢ takviyeli kompozit numunelerin, çekme mukavemetleri ve çekme modüllerinin belirlenebilmesi için testler, 100 kN yük hücresine sahip Instron º 5582 cihazında ASTM D3039 standartlarına uygun olarak, çözgü, atkı ve 45 doğrultularında yapılmıĢtır. KumaĢın örgüsü ve cihazın çeneleri arasındaki mesafe göz önünde bulundurularak test numunelerinin boyutlarında bazı değiĢiklikler yapılmıĢtır. Numune boyutları 35 mm geniĢlik, 250 mm uzunluk ve çeneler arası mesafe 180 mm olacak Ģekilde belirlenmiĢtir. Çekme mukavemeti ve modülü aĢağıda verilen eĢitliklerden hesaplanmıĢtır: (Karahan ve ark. 2007) F C wt (2.1) l x100 l0 (2.2) E CC (2.3) Burada, C = Çekme mukavemeti (Mpa) F = Maksimum yük (N) w = Numune geniĢliği (mm) t = Numune kalınlığı (mm) EC = Elastisite modülü (Mpa) = Kopma uzama oranı (%) l0 = BaĢlangıçtaki numune uzunluğu (mm) l = Kopma uzama miktarı (mm) değerleridir. 61 ġekil 2.7’de çekme testi için gerekli boyutta hazırlanmıĢ numuneler görülmektedir. Numunelerin, her iki ucuna çift taraflı olarak 35x35 mm boyutlarında kesilip zımparalanmıĢ alüminyum tablar yapıĢtırılmıĢtır. ġekil 2.7. Çekme testi numuneleri ġekil 2.8.’de Instron cihazında çekme testi sonucunda kopmuĢ numune görülmektedir. ġekil 2.8. Instron cihazında çekme testi yapılmıĢ numune görünümü 2.2.5.2. Üç Noktalı Eğilme Testi Kompozit numunelerin, eğilme mukavemetleri ve eğilme modüllerinin tespiti için üç noktalı eğilme testleri, ASTM D790M standartlarına uygun olarak 5 kN yük 62 hücresine sahip Instron 4301 cihazında gerçekleĢtirilmiĢtir. Numune boyutları 25 mm geniĢlik, 4mm kalınlık ve 160 mm uzunluk olacak Ģekilde belirlenmiĢtir. Destek noktaları arasındaki uzunluğun kalınlığa oranı (16:1) olarak alınmıĢtır. (Hodgkinson 2000) Eğilme mukavemeti ve eğilme modülü aĢağıdaki eĢitliklerden hesaplanmıĢtır: (Karahan ve ark. 2007) 3Fl CF 2wt 2 (2.4) ml 3 ECF 4wt 3 (2.5) Burada, CF = Kompozit plakanın eğilme mukavemeti (Mpa) ECF = Kompozit plakanın eğilme modülü (Mpa) F = Maksimum kuvvet (N) l = Kompozit plaka uzunluğu (mm) w = Kompozit plaka geniĢliği (mm) t = Kompozit plaka kalınlığı (mm) m = Yük uzama eğrisinin elastik bölgeye ait eğimidir. ġekil 2.9’da üç noktalı eğilme testi ve hesaplamalarda kullanılan parametreler Ģematik olarak gösterilmiĢtir. ġekil 2.9. Üç noktalı eğilme testinin Ģematik gösterimi (Mallick 1988) 63 ġekil 2.10’ da eğilme testi için hazırlanmıĢ test numuneleri görülmektedir. ġekil 2.10. Eğilme testi numuneleri ġekil 2.11’de ise Instron cihazında test aparatına yerleĢtirilmiĢ numune görülmektedir. Üst çenenin hareketiyle destek noktaları arasındaki numune eğilmeye zorlanmakta ve hareketli parçanın temas noktasında ve çevresinde malzemede deformasyonlar meydana gelmektedir. ġekil 2.11. Instron cihazına yerleĢtirilmiĢ eğilme testi numunesi Üç noktalı eğilme testi sonucunda malzemede meydana gelebilecek deformasyon Ģekilleri ve yerleri ġekil 2.12’de gösterilmiĢtir. 64 ġekil 2.12. Üç noktalı eğilme testinde meydana gelebilecek hata mekanizmaları (Hodgkinson 2000) 2.2.5.3. Darbe Dayanımı Testi Numunelerin ani darbe mukavemetlerinin belirlenebilmesi için darbe testleri, DIN 53453 standartlarına uygun olarak KSG- 70 tipi Charpy test cihazında yapılmıĢtır. Numuneler çentiksiz olarak test edilmiĢlerdir. Test cihazına numune yatay kiriĢ Ģeklinde destekleyiciler üzerine yerleĢtirilmektedir. Belli bir kinetik enerji ile numuneye çarpacak Ģekilde standart yükseklikten bırakılan sarkaç çekiç bulunmaktadır. Numunenin kırılması esnasında absorblanan enerji, cihaz üzerine yerleĢtirilmiĢ kalibre edilmiĢ skala üzerindeki ibrenin konumu ile belirlenmektedir. Bu enerji, darbe anındaki sarkaç çekicin enerjisi ile 65 numunenin kırılmasından sonra sarkaçta kalan enerjinin farklarına eĢittir. (Mallick 1988) Charpy testleri sonucunda ani darbe mukavemeti aĢağıdaki eĢitlik ile hesaplanmıĢtır: (Karahan ve ark. 2007) AC10 9 KC wtl (2.6) Burada, K 3C = Ani darbe mukavemeti (J/m ) AC = Kırılma enerjisi (J) l = Kompozit plaka uzunluğu (mm) w = Kompozit plaka geniĢliği (mm) t = Kompozit plaka kalınlığı (mm) değerleridir. ġekil 2.13’de Charpy test cihazında numunenin yerleĢtirildiği yer ve sarkacın uygulanma Ģekli Ģematik olarak gösterilmiĢtir. ġekil 2.13. Charpy test cihazında test bölgesinin Ģematik gösterimi (Mallick 1988) 66 3. ARAŞTIRMA SONUÇLARI VE TARTIŞMA 3.1. İplik Mukavemet Testi Sonuçları Çizelge 3.1’de ipliklerin mukavemet özelliklerini belirleyen değerler; ġekil 3.1’de ise gerilme gerinim eğrileri görülmektedir. Değerlerden de anlaĢılacağı üzere çözgü ipliğinin çekme mukavemeti, çekme modülü ve uzama oranının atkı ipliğinin çekme mukavemeti, modülü ve uzama oranından daha yüksek olduğu görülür. Bunun nedeni olarak, iplik yapılarının farklı olması düĢünülmektedir. Çözgüler, az büküm verilmiĢ düz ipliklerden oluĢurken, atkılar Ģönil ipliklerden oluĢmaktadır. ġönil iplik, iki ipliğin birbiri ile bükümlenirken ( çekirdek iplikler) aralarına belli sayıda kırpılmıĢ küçük lif kümelerinin yerleĢtirilmesi ile oluĢmaktadır. Çekirdek ipliklerin büküm miktarı yüksektir. Dolayısıyla sıkı, yumuĢak bir iplik yapısı oluĢmaktadır. Yapıdaki küçük iplikler ağırlık olarak etki edip iplik numarasını arttırdığı için atkı ipliklerinin kopma gerilimi ve modül değerleri düĢük çıkmıĢtır. Ayrıca atkı ipliklerindeki yüksek büküm uzama oranlarını da düĢürmüĢtür. Çizelge 3.1. Ġplik mukavemeti değerleri Test Ġplik Maks. Uzama Kopma Edilen Numarası Yükü Oranı Yükü (F) Kopma Elastisite Ġplik [tex] (F) [N] [%] (ε) [N] Gerilimi Modülü ÇeĢidi (σ) [cN/tex] (E)[cN/tex] Çözgü 19,5 6,8 26,78 6,8 34,64 274,2 Atkı (ġönil) 157,6 12,5 13,71 12,5 7,96 84,71 Çizelge 3.2’de Ģönil atkı ipliğinde çekirdek iplik olarak kullanılan iplik ile çözgü ipliğinin mukavemet değerleri gösterilmiĢtir. Çekirdek atkı ipliğinin mukavemet değerlerinin Ģönil ipliğin değerlerinden daha yüksek; ancak çözgü ipliğinin değerlerinden daha düĢük olduğu görülmüĢtür. Kısa iplikçiklerin yapıdan ayrılmasıyla iplik kalınlığının azalması bu durum üzerinde etkilidir. 67 Çizelge 3.2. ġönil çekirdek iplik özellikleri ile çözgü ipliği özellikleri Kopma Elastisite Test Edilen Ġplik No Gerilimi Modülü Ġplik Cinsi (σ) [cN/tex] (E) [cN/tex] Atkı (Çekirdek Ġplik) 40 31,25 227,9 Çözgü 19,5 34,64 274,2 ġekil 3.1’deki gerilme gerinim eğrilerinde, atkı ipliğinin gerilme gerinim eğrisinde, küçük bir bölgede kıvrım açılmasının olduğu, akma noktasının çok belirgin olmadığı ve yapıdaki kayma ve sıkıĢma ile belli bir uzama oranından sonra düĢük bir gerilimde koptuğu görülmektedir. Çözgü ipliğinin eğrisine bakıldığında, küçük bir bölgede kıvrım açılmasının olduğu, elastik uzama bölgesi ve akma bölgesinin daha belirgin olduğu, gerilme ve uzamanın birbiri ile orantılı olduğu yaklaĢık lineer bir eğri görülmektedir. Her iki iplik grubunda kopma sonrası deformasyon iplik kesitindeki liflerin kopması ve iplik ucunda lif uçlarının saçaklanması Ģeklinde olmuĢtur. 40 çözgü ipliği 35 atkı ipliği 30 25 20 15 10 5 0 0 5 10 15 20 25 30 ε % ġekil 3.1. Çözgü ve atkı ipliklerinin çekme mukavemeti ve uzama eğrileri σ cN/tex 68 3.2. Reçinesiz Kumaş Mukavemeti Testi Sonuçları Çizelge 3.2 incelendiğinde, çözgü yönündeki kumaĢın çekme mukavemetinin atkı º yönündeki ve 45 doğrultusundaki kumaĢlarınkinden daha yüksek olduğu; çekme modülünün çözgü ve atkı yönündeki kumaĢlarda yaklaĢık aynı olduğu ve uzama º oranının sırasıyla 45 doğrultusundaki ve çözgü doğrultusundaki kumaĢlarda daha yüksek olduğu görülmektedir. Çizelge 3.3. Reçinesiz kumaĢın mekanik özellikleri KumaĢ Maks. Yükü Uzama Kopma Kopma Elastisite Test Yönü (F) [N] Oranı Yükü (F) Gerilimi Modülü [%] (ε) [N] (σ) [MPa] (E)[MPa] Çözgü 1844 32,01 1821 30,10 113,4 Atkı 956,4 15,29 956,4 15,81 114 45° 604,3 42,71 524,3 8,456 49,73 ġekil 3.2’de görüldüğü gibi üç kumaĢ yönündeki gerilme gerinim eğrilerinde, baĢlangıçta düĢük bir yük ile yüksek uzamanın olduğu kumaĢtaki iplik kıvrımlarının açıldığı bir bölge görülmektedir. Bu kısım çözgü doğrultusunda test edilmiĢ kumaĢta º atkı doğrultusunda test edilmiĢ kumaĢa göre daha uzun, 45 doğrultusunda test edilmiĢ kumaĢa göre daha kısadır. Atkı ve çözgü yönüne ait eğriler arasındaki temel farklılık kıvrım açılmasının olduğu bölgenin uzunluğundadır. Ayrıca akmanın olduğu bölge atkı yönüne ait eğride biraz daha belirgindir; fakat genel olarak çözgü ve atkı yönüne ait º eğriler benzer nitelik göstermektedir. 45 doğrultusundaki eğriye bakıldığında mukavemetin düĢük ancak uzamanın yüksek olduğu, akmanın net bir tepecik olarak gerçekleĢtiği, yapı ayrılana kadar iplik kopuĢları nedeniyle dalgalı bir gidiĢatın olduğu görülmektedir. 69 atkı yönü 35 45 yönü 30 çözgü yönü 25 20 15 10 5 0 0 10 20 30 40 50 ε % ġekil 3.2. Farklı yönlerdeki kumaĢ çekme mukavemeti ve uzama oranını gösteren eğriler Bir kumaĢın kuvvet uzama eğrisinin tahmin edilebilmesi için aĢağıdaki parametrelerin bilinmesi gerekmektedir: (Kaplan ve ark. 2002) Ġpliklerin kuvvet uzama eğrileri Ġpliklerin sıkıĢma özellikleri Ġpliklerin eğilme rijitlikleri Ġpliklerin kumaĢ içerisinde kapladıkları alanlar Kıvrım değerleri Dokuma faktörleri Yukarıdaki parametreler doğrultusunda kumaĢın mukavemet özellikleri üzerinde kumaĢı oluĢturan ipliklerin ve bunların özelliklerinin çoğunlukla etkili olduğu söylenebilir. ġekil 3.3’de kumaĢın ve kumaĢ ipliklerinin gerilme gerinim eğrileri birlikte verilmiĢtir. Eğriler incelendiğinde kumaĢ ve iplik eğrilerindeki temel farklılığın, ilk bölgede yani elastik bölgede olduğu görülmektedir. Bu bölgede kumaĢta düĢük bir yükte uzama söz konusudur. Ġplikler arasında kıvrım yer değiĢimi vardır. Kuvvetin σ Mpa 70 uygulandığı iplik grubunun bölgesel kıvrım değerleri azalırken, bunlara dik konumda bulunan iplik grubunun kıvrım değerleri ve bu ipliklerde gerilim artmaktadır. Kuvvet altında her iki iplik sisteminde de uzama olur. Kıvrım yer değiĢiminden dolayı dik iplik grubundaki mümkün olan maksimum uzama kumaĢ geometrisine bağlıdır. (Kaplan ve ark. 2002) 35 40 kumaĢ çözgü yönü 30 35 kumaĢ atkı yönü 30 çözgü ipliği 25 atkı ipliği 25 20 20 15 15 10 10 5 5 0 0 0 5 10 15 20 25 30 35 ε % ġekil 3.3. Ġplik ve kumaĢ mukavemetini gösteren eğriler KumaĢa kuvvet uygulandıkça, kuvvet doğrultusundaki ipliklerde esneme ve çaplarında bir azalma, kuvvete dik yöndeki ipliklerde ise hafif bir yassılaĢma görülmektedir. Uygulanan kuvvet arttıkça, kumaĢtaki deformasyona, dik yöndeki ipliklerin eğilme miktarlarına bağlı olarak ortaya çıkan makaslama kuvvetleri artmaktadır. (Kaplan ve ark. 2002) ġekil 3.4’de kumaĢın çözgü yönünde test edilmiĢ numunedeki deformasyon görülmektedir. Atkı ve çözgü ipliğinin bağlantı noktalarındaki temas basınç bölgeleri iplik uzunlukları boyunca daha yakındır. Ayrıca çözgü sıklığının atkı sıklığından fazla olmasına rağmen Ģönil ipliklerinin yüzey alanının ve tutuculuğunun fazla olması ve çözgü ipliklerinin ince olması nedeniyle kopma olayına sürtünme kuvvetleri ile direnen atkı iplikleri kumaĢ içinde biçim bozukluğuna sebep olmaktadır. σ Mpa σ cN/tex 71 ġekil 3.4. KumaĢın çözgü yönündeki test numunesi ġekil 3.5’de atkı yönündeki test numunesi görülmektedir. Uygulanan kuvvet sonucu ortaya çıkan deformasyon bölgesi alanının ve kumaĢ içi iplik kopuĢlarının olmadığı ve kumaĢ içinde küçük bölgelerde çözgü ipliklerinin kaymasından kaynaklanan biçim bozuklukları olduğu görülmektedir. Bu durumun sebebi olarak atkı ipliklerinin yapısı düĢünülmektedir. ġekil 3.5. KumaĢın atkı yönündeki test numunesi ġekil 3.6’da her iki iplik sistemi belli oranda çekme kuvvetlerine karĢı koymaya çalıĢmıĢlardır. Küçük bir kısımda atkı ve çözgü ipliklerinin kumaĢtan ayrıldığı ve ipliklerdeki lif uçlarının çıktığı görülmektedir. EĢit iplik deformasyonu söz konusudur. 72 º ġekil 3.6. 45 doğrultusundaki test numunesi 3.3. Kompozit Malzeme Çekme Testi Sonuçları Çizelge 3.3’de kompozit malzemenin farklı kumaĢ doğrultularındaki mekanik özellikleri görülmektedir. Kompozit yapının çözgü yönündeki kopma mukavemetinin º atkı ve 45 doğrultularındaki mukavemet değerlerinden yüksek olduğu, en düĢük kopma º mukavemeti değerinin 45 doğrultusunda olduğu tespit edilmiĢtir. Modül değerleri º kıyaslandığında en yüksek modülün atkı doğrultusunda ve en düĢük modülün 45 doğrultusunda olduğu görülmektedir. Reçinesiz kumaĢın mukavemet değerleriyle kıyaslandığında kompozit yapıda daha yüksek mukavemet değerleri elde edildiği anlaĢılmaktadır. Çizelge 3.4. Kompozit malzemenin mekanik özellikleri Kopma Elastisite Takviye Maksimum Uzama Oranı ε Gerilimi Modülü (MPa) Doğrultuları Yük - F (kN) (%) (MPa) σc Ec º Çözgü (0 ) 5,075 +/- 0,28 14,201 +/- 3,18 36,104 +/- 2,07 262,5 +/- 0,50 º Atkı (90 ) 3,7 +/- 0,50 7,333 +/- 1,01 26,765 +/- 4,07 371,4 +/- 0,80 º 45 3,014+/- 0,74 12,989 +/- 2,4 22,046 +/- 4,22 178,6+/- 0,66 º ġekil 3.7, ġekil 3.8 ve ġekil 3.9’da sırasıyla çözgü, atkı ve 45 doğrultularında kompozit malzemeye uygulanmıĢ çekme testine ait gerilme gerinim grafikleri gösterilmektedir. Üç Ģekildeki eğrilerde temel farklılığın elastik uzamanın olduğu ve modül değerinin belirlendiği birinci bölgede olduğu görülmektedir. Her üç Ģekildeki eğrilerde, malzemenin elastik bir uzama bölgesinden sonra viskoelastik deformasyonun ve eğrinin düzleĢmeye baĢladığı ikinci bölgeye geçtiği görülür. Bu kısım matrikste yüzeyde çatlamaların baĢlangıcının olduğu kısımdır. Sonraki bölgede çatlama 73 yoğunluğunun artması ve yapıda kaymaların olması nedeniyle malzemenin düĢük yük değiĢimlerinde daha fazla uzadığı görülür. En son bölgeye gelindiğinde matriksin kırılıp kumaĢ iplikleri ve liflerinin dıĢarı çıktığı malzemenin ikiye ayrıldığı görülmektedir. 45 40 35 30 25 1. numune 20 2. numune 15 3. numune 10 4. numune 5 0 0 5 10 15 20 ε % ġekil 3.7. Çözgü yönünde test edilmiĢ kompozit malzeme numunelerinin çekme mukavemeti ve uzama oranını gösteren eğriler 35 1. numune 30 2. numune 25 3. numune 4. numune 20 15 10 5 0 0 2 4 6 8 10 ε % ġekil 3.8. Kompozit malzemenin atkı yönündeki çekme mukavemeti değerlerini gösteren eğriler σ Mpa σ Mpa 74 30 25 20 1. numune 15 3. numune 4. numune 10 6. numune 5 7. numune 0 0 5 10 15 20 ε % º ġekil 3.9. 45 doğrultusunda hazırlanmıĢ kompozit numunelerinin çekme mukavemeti ve uzama oranı eğrileri º ġekil 3.10, ġekil 3.11 ve ġekil 3.12’de sırasıyla çözgü, atkı ve 45 doğrultularında test edilmiĢ kompozit numunelerinin test sonrası ayrılma karakteristiği görülmektedir. Çözgü doğrultusundaki kompozit malzemede kumaĢ/matriks arabiriminde ayrılma ve katlardan malzemenin kopması gözlemlenirken, atkı doğrultusundaki numunelerde bu durum çok az meydana gelmiĢtir. Atkı doğrultusundaki numunelerdeki davranıĢın, º çözgü ipliklerinin tam olarak kopmayıp yer yer bağlantı yapması Ģeklinde olmuĢtur. 45 doğrultusundaki numunelerde verev ve kesin bir ayrılmanın gerçekleĢtiği, katmanlarda ayrılma olsa dahi bu bölgelerden kademeli kopmanın olmadığı görülmüĢtür. ġekil 3.10. Çözgü yönünde test edilmiĢ numune σ Mpa 75 ġekil 3.11. Atkı yönünde test edilmiĢ numune º ġekil 3.12. 45 doğrultusunda test edilmiĢ numune 3.4. Kompozit Malzeme Eğilme Testi Sonuçları Çizelge 3.4’de kompozit malzemenin eğilme mukavemeti ve eğilme modülü değerleri görülmektedir. Buna göre, eğilme mukavemeti değerleri arasında çok fazla º fark olmadığı, en yüksek değerin çözgü yönünde, en düĢük değerin 45 doğrultusunda olduğu tespit edilmiĢtir. Eğilme modülü değerlerinin de aynı sırada artıĢ gösterdiği ve değerlerin birbirine yakın olduğu görülmektedir. Çizelge 3.5. Kompozit malzemenin eğilme mukavemeti ve modül değerleri Eğilme Eğilme Takviye Mukavemeti Modülü Doğrultuları (σCF) [MPa] (ECF) [MPa] Çözgü (0°) 1,31 +/- 0,11 32,54 +/- 1,72 Atkı (90°) 1,2 +/- 0,18 29,54 +/- 4,88 45° 1,07 +/- 0,17 25,6 +/- 5,06 76 º ġekil 3.13, ġekil 3.15 ve ġekil 3.17’de çözgü, atkı ve 45 doğrultularında test edilmiĢ numunelerin eğilme ile ilgili yük uzama eğrileri gösterilmiĢtir. Çözgü ve atkı yönlerine ait eğrilerde belli bir miktar elastik deformasyondan sonra akma olayının meydana º geldiği nokta daha net gözlemlenmektedir. 45 doğrultusundaki numunede akma noktası daha küçük bir pik Ģeklindedir. ġekil 3.13’deki eğride malzemenin belli bir miktar elastik deformasyondan sonra yaklaĢık sabit bir yük değerinde malzemede plastik deformasyonların, malzemenin yapısından kumaĢ, matriks veya katların ayrılması gibi hataların ilerleyerek meydana geldiği; bazı numunelerde eğride kademeli olarak düĢüĢ görülürken bazılarında kırılma dolayısıyla keskin bir düĢüĢ olduğu görülmektedir. Bu kademeli düĢüĢün yapıda kayma ile ilgili hatalardan kaynaklandığı düĢünülmektedir. ġekil 3.14’de eğriler yaklaĢık bir eğilim çizgisi ile gösterilmiĢtir. 7 3. numune 6 4. numune 5 5. numune 6. numune 4 3 2 1 0 0 5 10 15 20 25 30 Yer değiştirme [mm] ġekil 3.13. Çözgü yönünde eğilme testi yapılmıĢ kompozit numunelerin yük uzama grafiği Yük [N] 77 y = -0,0001x4 + 0,0061x3 - 0,134x2 + 1,4333x - 0,4526 7 R² = 0,9621 6 5 4 Seri 1 3 Polinom. (Seri 1) 2 1 0 0 5 10 15 20 25 30 Yer değiştirme [mm] ġekil 3.14. Çözgü yönünde test edilen numunelere ait eğrilerin tek bir eğilim çizgisi ile ifade edilmesi ġekil 3.15’deki atkı yönüne ait eğrilerin bir kısmında çözgü yönüne ait eğrilere benzer bir durum varken bir kısmında daha erken bir düĢüĢ gözlenmiĢtir. ġekil 3.16’da eğrilerin tek bir eğilim çizgisi ile ifade edildiği durum görülmektedir. 6 1. numune 5 2. numune 3. numune 4 4. numune 5. numune 3 2 1 0 0 5 10 15 20 Yer değiştirme [mm] ġekil 3.15. Atkı yönünde eğilme testi yapılmıĢ kompozit numunelerinin yük uzama eğrileri Yük [N] Yük [N] 78 y = 2E-06x6 - 0,0001x5 + 0,0025x4 - 0,0258x3 + 0,0642x2 + 0,8183x - 0,0319 R² = 0,9009 6 5 4 Seri 1 3 Polinom. (Seri 1) 2 1 0 0 5 10 15 20 Yer değiştirme [mm] ġekil 3.16. Atkı yönünde test edilen numunelere ait eğrilerin tek bir eğilim çizgisi ile gösterilmesi º ġekil 3.17’de 45 doğrultusuna ait eğrilerde diğer yönlere ait eğrilerden farklı bir eğri Ģekli görülmektedir. BaĢlangıçta plastik deformasyonun az olduğu belli bir yük değerinden sonra eğilmeyle birlikte arttığı ve malzemede kırılma meydana gelmediği için eğrinin son kısmında yükte bir artıĢın olduğu görülmüĢtür. ġekil 3.18’de eğrilerin tek bir eğilim çizgisi ile ifade edildiği durum gösterilmektedir. Yük [N] 79 4,5 1. numune 4 2. numune 3,5 3. numune 3 4. numune 2,5 2 1,5 1 0,5 0 0 10 20 30 40 50 60 Yer değiştirme [mm] º ġekil 3.17. 45 doğrultusunda eğilme testi yapılan kompozit numunelerin yük uzama eğrileri y = 2E-09x6 + 4E-09x5 - 2E-05x4 + 0,0019x3 - 0,0615x2 + 0,8586x - 0,2087 4,5 R² = 0,9809 4 3,5 3 2,5 Seri 1 2 Polinom. (Seri 1) 1,5 1 0,5 0 0 10 20 30 40 50 60 Yer değiştirme [mm] º ġekil 3.18. 45 doğrultusunda test edilen numunelere ait eğrilerin tek bir eğilim çizgisi ile gösterilmesi ġekil 3.19 ve ġekil 3.20’de çözgü yönünde test edilmiĢ numunede, bası gerilmesi sonucu katmanlar arasında meydana gelen kayma ve çekme gerilmesi sonucu katmanlar arasında meydana gelen kayma ve dıĢ kısımdaki kırılma görülmektedir. Yük [N] Yük [N] 80 ġekil 3.19. Çözgü yönünde test edilmiĢ numune ġekil 3.20 Çözgü yönü test numunesine ait deformasyon Ģekli ġekil 3.21 ve ġekil 3.22’de atkı yönünde test edilmiĢ numunede, bası gerilmesi sonucu katmanlar arasında kayma ve ayrılma, çekme gerilmesi nedeniyle lif kırılması ve dıĢ kısımda meydana gelen kırılma gösterilmektedir. ġekil 3.21. Atkı yönünde test edilmiĢ numune 81 ġekil 3.22. Atkı yönü test numunesine ait deformasyon Ģekli º ġekil 3.23 ve ġekil 3.24’de 45 doğrultusunda test edilmiĢ numunelerde, sadece bir Ģekil değiĢikliği meydana gelmiĢtir. DıĢ veya iç kısımlarda çok belirgin bir deformasyon gözlenmemiĢtir. º ġekil 3.23. 45 doğrultusunda test edilmiĢ numune º ġekil 3.24. 45 doğrultusuna ait numunenin deformasyon Ģekli 82 3.5. Darbe Testi Sonuçları º Çizelge 3.5 ve ġekil 3.25’de, 45 doğrultusunda test edilmiĢ numunelerin darbe mukavemetinin en yüksek, atkı doğrultusunda test edilmiĢ numunelerin darbe º mukavemetinin en düĢük olduğu görülmektedir. Bu durumun, 45 doğrultusunda her iki º iplik sisteminin birlikte katılmasıyla yapının daha esnek, 45 doğrultusundaki kompozitin elastisite modülünün düĢük olmasından kaynaklandığı düĢünülmektedir. Ayrıca iki örgü yapısıyla takviyelendirilip Ģönil ipliğin atkıda kullanılmasıyla oluĢan kumaĢ yapısının ve yapıdaki boĢluk miktarının fazla olmasının darbe dayanımı üzerinde etkili olduğu düĢünülmektedir. Çizelge 3.6. Kompozit malzemenin ani darbe mukavemeti değerleri Ani Darbe Takviye Kırılma Enerjisi Mukavemeti Kc Doğrultuları Ac (J) 3 (kJ/m ) º Çözgü (0 ) 1,15 +/- 0,15 443,656 +/- 56,56 º Atkı (90 ) 0,865 +/- 0,06 367,865 +/- 25,87 º 45 1,34375 +/- 0,15 486,847 +/- 60,53 600 486,847 500 443,656 400 367,865 300 200 100 0 1 çözgü yönü atkı yönü 45 yönü ġekil 3.25. Ani darbe mukavemetinin farklı yönlerdeki değerlerinin kıyaslanması Ani Darbe Mukavemeti KJ/m3 83 Test edilmiĢ numunelerde katlarda delaminasyon, lif ve matriks kırılması Ģeklinde deformasyonlar gözlenmiĢtir. Delaminasyonun atkı ve çözgü doğrultularında test edilen º numunelerde meydana geldiği, 45 doğrultusundaki numunelerde lif ve matriks kırılması olduğu görülmüĢtür. 84 4. SONUÇ Bu çalıĢmada oluĢturulan ve test edilen kompozit malzemenin çekme mukavemeti ve modül değerlerinin; eğilme mukavemeti ve modül değerlerinin, yaygın kullanılan kompozit yapıların değerleriyle kıyaslandığında iyi ve yeterli olmadığı görülmüĢtür. Ani darbe mukavemeti değerinin benzer bir çalıĢmayla kıyaslandığında iyi olduğu sonucuna varılmıĢtır. Mekanik özelliklerle ilgili değerlerin düĢük çıkmasının, kumaĢtaki bağlantı noktası sayısının fazla olmasından ( bağlantı noktaları zayıf noktalardır ve bu bölgelerde boĢluk eğilimi fazladır) ve etkili gerilme değerleri için gerekli lif hacimsel oranı değeri elde edilememesinden kaynaklandığı düĢünülmektedir. Ayrıca atkı ipliği olarak kullanılan Ģönil ipliklerin yapısı itibariyle kumaĢtaki boĢluk miktarını arttırması kompozit malzemenin tüm kumaĢ yönlerindeki mukavemet değerlerini olumsuz etkilemiĢtir. KumaĢın takviyelendirme etkisini zayıflatıp kompozit malzemenin mukavemet değerlerinin reçinenin değerlerinden daha düĢük çıkmasına sebep olmuĢtur. Ancak bu boĢluklu yapı, atkı iplikleri arasındaki sürtünme etkisi ve tutuculuk, malzemenin enerji absorbsiyon yeteneğini geliĢtirmiĢ ve kompozit malzemenin ani darbe mukavemetinin yüksek olmasını sağlamıĢtır. Çizelge 4.1’de vinilester reçine ve cam lifi kullanılarak yapılan kompozit malzemelerin mekanik özellikleri ile, bu çalıĢmada kullanılan kompozit malzemenin özellikleri kıyaslanmıĢtır. Çizelge 4.2’de ise polyester reçine ve cam lifi kullanılarak farklı metotlar ile oluĢturulan kompozit malzemelerin ani darbe mukavemeti değerleri kıyaslama amacıyla kullanılmıĢtır. Çizelge 4.1. Vinilester reçine ile farklı lif hacimsel oranlarında takviyelendirilmiĢ kompozit malzemenin mekanik özellikler (Reinhart 1987) Cam lifi Eğilme Eğilme Çekme Elastisite oranı Mukavemeti Modülü Mukavemeti Modülü [%] [MPa] [Pa] [MPa] [Pa] Vinil ester 25 110 0,540 86,2 0,696 35 260 0,952 153,4 1,080 40 220 0,889 160,0 1,100 85 Çizelge 4.2. Farklı üretim metotlarında ani darbe mukavemeti değerleri (Karahan ve ark. 2007) Çizelge 4.3’de polyester reçine ile jüt bezayağı dokuma kumaĢın birleĢtirilmesiyle oluĢan kompozit malzemenin mekanik özellikleri verilmiĢtir. Aynı lif hacimsel oranında mukavemet değerlerinin bu çalıĢmada kullanılan kompozit malzemenin değerlerine yakın olduğu görülmüĢtür. Çizelge 4.3. Düz dokuma kumaĢ takviyeli kompozit malzemenin mekanik özellikleri (Carvalho ve ark. 2006) Ağırlık Yüzdesi σr (Mpa) εr (%) Atkı 26,4±2,6 23,0±3,54 3,43±0,42 38,0±1,9 36,4±1,91 5,13±0,52 45° 26,4±2,6 22,2±0,85 4,37±0,97 38,0±1,9 27,0±1,42 2,75±0,16 Çözgü 26,4±2,6 23,1±0,85 3,50±0,29 38,0±1,9 40,0±2,23 3,80±0,07 Sonuç olarak, polyester dokuma kumaĢ takviyeli kompozit malzemenin düĢük mekanik özelliklerinden dolayı diğer malzemelere alternatif olarak kullanımı mümkün değildir. Ancak darbe dayanımı gerektiren uygulamalarda yapı geliĢtirilerek kullanımı söz konusu olabilir. 86 KAYNAKLAR ANONĠM. 2002. Composite Materials Drive and Innovation. ANZELOTTI, G., G. NICOLETTO, E. RIVA. 2008. Mesomechanic Strain Analysis of Twill-Weave Composite Lamina Under Unidirectional In-Plane Tension. Composites, Part A. 39: 1294–1301. BUNSEL, A.R., J. RENARD. 2005. Fundamentals Of Fibre Reinforced Composite Materials. IOP Publishing Ltd., Bristol. p. 267-314. CHEON, S.S., T.S. LIM, D.G. LEE. 1999. Impact Energy Absorption Characteristics of glass Fiber Hybrid Composites. Composite Structure. 46: 267-278. DE CARVALHO, L.H., J.M.F. CAVALCANTE, J.R.M. D’ALMEIDA. 2006. Comparison of the Mechanical Behavior of Plain Weave and Plain Weft Knit Jute Fabric–Polyester-Reinforced Composites. Polymer-Plastics Technology and Engineering. 45: 791–797. DOGANAY, S. 2007. Lif Takviyeli Marina Kompozitlerin AĢınma ve Yorulma DavranıĢlarının Ġncelenmesi. Yüksek Lisans Tezi. Uludağ Üniversitesi. s 81. ENG, K.M., M. MARIATTI. 2006. Effect of Different Woven Linear Densities on the Properties of Polymer Composites. Journal of Reinforced Plastics and Composites. (25) 13: 1375-1383. ERSOY, M.S. 2005. Lif Takviyeli Polimerik Kompozit Malzeme Tasarımı. Yüksek Lisans Tezi. KahramanmaraĢ Sütçü Ġmam Üniversitesi. s 79. GREENE, E. Marine Composites. Eric Greene Associates Inc., Annapolis. p. 62-85. HODGKINSON, J.M. 2000. Mechanical Testing Of Advanced Fibre Composites. Woodhead Publishing Ltd., Cambridge. p. 43-141. HUFENBACH, W., F. MARQUES IBRAIM, A. LANGKAMP, R. BÖHM, A. HORNIG. 2008. Charpy Impact Tests on Composite Structures–An Experimental and Numerical Investigation. Composites Science and Technology. 68: 2391–2400. KAPLAN, S., Ö. GÖKTEPE. 2002. Ġplik Yapısı ve KumaĢ Konstrüksiyonunun DokunmuĢ KumaĢın Mukavemet Özellikleri Üzerine Etkileri. Tekstil Maraton. 6: 37- 47. 87 KARAHAN, M., N. KARAHAN, S. GÜNDOĞAN. Cam Elyaf Takviyeli Kompozit Malzemelerde Ani Darbe DavranıĢının AraĢtırılması. III. Uluslararası Teknik Tekstiller Kongresi. Ġstanbul, 1-2 Aralık 2007, Sayfa 120-133. KAYNAK, C., E.AKGUL, N.A. ISITMAN. 2009. Effects of RTM Mold Temperature and Vacuum on the Mechanical Properties of Epoxy/Glass Fiber Composite Plates. Journal of Composite Materials. (42) 15: 1505-1521. KHALID, A.A. 2006. The effect of testing temperature and volume fraction on impact energy of composites. Materials&Design. 27: 499–506. MALLICK, P.K. 1988. Fiber-Reinforced Composites. Marcel Dekker, INC., New York. p. 469. MARIATTI, M., M. JANNAH, A. ABU BAKAR. 2008. Properties of Banana and Pandanus Woven Fabric Reinforced Unsaturated Polyester Composites. Journal of Composite Materials. (42) 9: 931-941. MAZUMDAR, S.K. 2002. Composites Manufacturing: Material, Product and Process Engineering. CRC Pres, Boca Raton London New York Washington, D.C. PAIVA JU´NIOR, C.Z., L.H. DE CARVALHO, V.M. FONSECA, S.N. MONTEIRO, J.R.M. D’ALMEIDA. 2004. Analysis of the Tensile Strength of Polyester/Hybrid Ramie–Cotton Fabric Composites. Polymer Testing. 23: 131–135. POTHAN, L.A., P. POTSCHKE, R. HABLER, S. THOMAS. 2005. The Static and Dynamic Mechanical Properties of Banana and Glass Fiber Woven Fabric-Reinforced Polyester Composite. Journal of Composite Materials. (39) 11: 1007-1025. POTHAN, L.A., Y.W. MAI, S. THOMAS, R.Y.K. LI. 2008. Tensile and Flexural Behavior of Sisal Fabric/Polyester Textile Composites Prepared by Resin Transfer Molding Technique. Journal of Reinforced Plastics and Composites. (27)16–17: 1847- 1866. REINHART, T.J. 1987. Engineered Materials Handbook: Composites, Volume I. ASM Internation, USA. p983. SHONAIKE, G., Y.Y. LANG, S. ODUSANYA. 2000. A Preliminary Investigation of Tensile Properties Glass-Mat Woven-Fabric-Reinforced Thermoplastic Elastomer Composites. Journal of Thermoplastic Composite Materials. 13: 102-118 ULCAY, Y., M. AKYOL, R. GEMCĠ. 2002. Polimer Esaslı Lif Takviyeli Kompozit Malzemelerin Arabirim Mukavemeti Üzerine Farklı Kür Metotlarının Etkisinin Ġncelenmesi. Uludağ Üniversitesi Mühendislik-Mimarlık Fakültesi. (7) 1: 93-116. http://www.hho.edu.tr/huten http://www.poliya.com.tr 88 http://mech-eng.curtin.edu.au/staff/davies/ http://www.netcomposites.com http://www.camelyaf.com.tr http://www.uofaweb.ualberta.ca/mece/pdfs/Chapter1-06.pdf 89 ÖZGEÇMİŞ 29 Haziran 1984’ de Bursa’da doğan NeĢe YILMAZ ĠġMAN, ilk, orta ve lise eğitimini Bursa’da tamamladı. 2002 yılında Bursa Turhan Tayan Anadolu Lisesi’ni bitirdikten sonra aynı yıl Uludağ Üniversitesi Mühendislik Mimarlık Fakültesi Tekstil Mühendisliği bölümde lisans eğitimine baĢladı ve 2006 yılında bu bölümden birincilikle mezun oldu. ġubat 2007’de U.Ü. Fen Bilimleri Enstitüsü Tekstil Mühendisliği Ana bilim Dalı’nda yüksek lisans eğitimine baĢladı ve eğitimini hala sürdürmektedir. 90 TEŞEKKÜR Tez çalıĢmam sırasında her konuda desteğini gördüğüm tez danıĢmanım Prof. Dr. Halil Rıfat ALPAY baĢta olmak üzere, çalıĢmamla ilgili yardımlarını ve yorumlarını esirgemeyen hocalarım Prof. Dr. Yusuf ULCAY'a, Prof. Dr. Recep EREN'e, Doç. Dr. Mehmet KARAHAN'a ve Doç. Dr. ġule ALTUN'a ve emekleri geçen tüm hocalarıma teĢekkür ederim. Ayrıca tez çalıĢmam için gerekli kumaĢ numunelerini tedarik ettiğim Berteks A.ġ.'ye ve testleri yapmam için laboratuar imkanı sağlayan Ermetal Otomobil Sanayi A.ġ.'ye teĢekkür ederim. Son olarak ta beni bu günlere getiren, hiçbir fedakarlıktan kaçınmayan aileme ve tez çalıĢmam sırasında desteğini esirgemeyen eĢime teĢekkürü bir borç bilirim.