U N I V E R S I D A D E D E S Ã O P A U L O Escola de...
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UNIVERSIDADE DE SÃO PAULO Escola de Engenharia de Lorena – EEL ANDERSON RIBEIRO SIQUEIRA ESTUDO DA UTILIZAÇÃO DE LIGAS DE MAGNÉSIO NA ESTRUTURA DE ASSENTOS DE AERONAVES Lorena 2012
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U N I V E R S I D A D E D E S Ã O P A U L O E s c o l a d e E n g e n h a r i a d e L o r e n a – E E L
ANDERSON RIBEIRO SIQUEIRA
ESTUDO DA UTILIZAÇÃO DE LIGAS DE MAGNÉSIO NA ESTRUTURA DE
ASSENTOS DE AERONAVES
Lorena
2012
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ANDERSON RIBEIRO SIQUEIRA
Estudo da utilização de ligas de magnésio na estrutura de assentos de
aeronaves
Monografia apresentada à Escola de
Engenharia de Lorena da Universidade
de São Paulo como trabalho de
conclusão do curso de Engenharia
Química.
Orientadora:
Profa. Dra. Maria Lúcia Caetano Pinto
da Silva
Lorena
2012
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Sem sonhos, a vida não tem brilho.
Sem metas, os sonhos não têm alicerces.
Sem prioridades, os sonhos não se tornam reais.
Sonhe, trace metas, estabeleça prioridades e
corra riscos para executar seus sonhos.
Melhor é errar por tentar do que errar por omitir.
Augusto Cury
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RESUMO
Recentemente, renovou-se o interesse da indústria aeronáutica sobre a utilização de ligas de magnésio na cabine de aeronaves em substituição às ligas de alumínio utilizadas atualmente. A utilização de ligas de magnésio apresenta várias vantagens como, por exemplo, a possibilidade de reciclagem do material, sua abundância na natureza, seu fácil manuseio e, principalmente, uma considerável redução no peso de peças confeccionadas a partir dessa matéria-prima, já que o magnésio é conhecido por ser o material metálico estrutural de menor densidade disponível no mercado. Estima-se que, quando comparada com a liga de alumínio, a liga de magnésio apresenta redução de até 33% de peso. Devido a essa demanda atual por uma maior utilização do magnésio, o FAA (Federal
Aviation Administration – órgão homologador da aviação civil nos Estados Unidos) montou um grupo de trabalho com o objetivo de estudar a possibilidade de utilização desse material no interior de aeronaves, especificamente na estrutura dos assentos, a fim de provar que as ligas de magnésio se tornaram mais seguras devido aos avanços tecnológicos alcançados nos últimos anos, provando, assim, que uma regulamentação da década de 80, que proíbe a utilização de magnésio no interior de aeronaves, seja revisada, liberando o uso do magnésio na indústria aeronáutica. Para tal, foram realizados diversos testes de inflamabilidade, que mede a capacidade de o material resistir a uma fonte de calor (chama), em escala real, com algumas ligas de magnésio que apresentaram resultados promissores. A seguir, iniciou-se um estudo para o desenvolvimento de um ensaio de inflamabilidade em escala laboratorial, para uma posterior adequação da indústria. Desse modo, o presente trabalho tem como objetivo a continuação do estudo do comportamento das ligas de magnésio quando expostas ao fogo, através do estudo de parâmetros de ensaio laboratoriais, tal como tempo de ignição, tempo de exposição do material à chama e duração da chama pós-ensaio. Além disso, um estudo da influência das diferentes formas geométricas da amostra e um estudo da possibilidade da utilização de outras ligas, comparando-as com as características apresentadas pelas ligas utilizadas anteriormente. Palavras-chave: Ligas de magnésio. Estrutura de assentos. Inflamabilidade.
Indústria aeronáutica.
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ABSTRACT
Recently was renewed the interest of the airplane industry on the use of magnesium alloys in the aircraft cabin, replacing the currently used aluminum alloys. The use of magnesium alloys offers several advantages like the possibility of recycling of the material, its abundance in nature, its easy handling and, above all, a considerable reduction in weight of pieces made from the same raw material, since magnesium is known to be the structural metallic material with the smallest density available in the market. Compared with the aluminum alloy, magnesium alloy shows reduction of up to 33% of weight. Because of this current demand for greater use of magnesium, the FAA (Federal Aviation Administration – certification authority of civil aviation in the United States) has set up a working group with the goal of studying the possibility of using such materials within aircraft, specifically in the structure of the seats, in order to prove that the magnesium alloys became safer due to the technological advances made in recent years. Although, there is a regulation that prohibits the use of magnesium inside aircraft. The main idea is to review this regulation, freeing the use of magnesium in the aviation industry. For this purpose, several tests of flammability were conducted, which measures the ability of the material to withstand a heat source (flame), in real scale, with some magnesium alloys, which demonstrated promising results. So began a study for the development of a laboratory-scale flammability test for a later adaptation of the industry. Thus, the present study aims to further the study of the behavior of magnesium alloys when exposed to fire, through the refinement of laboratory test parameters, such as time of ignition of the material, the time of exposure of the material to the flames and the duration of the flames after test, in addition to the study of the influence of different geometric shapes of the sample and the study of the possibility of using other alloys, comparing them with the parameters reached by the previously studied alloys. Keywords: Magnesium alloys. Seat structure. Flammability. Airplane industry.
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SUMÁRIO
1. INTRODUÇÃO ....................................................................................................7
2. LIGAS DE MAGNÉSIO.......................................................................................9
2.1. Liga de magnésio AZ31 ..............................................................................11
2.2. Liga de magnésio WE43 .............................................................................13
2.3. Estudo da utilização de outras ligas de magnésio ......................................14
3. INFLAMABILIDADE .........................................................................................16
3.1. Etapas do processo de queima...................................................................16
3.2. Ocorrências Relevantes ..............................................................................21
3.3. Ensaio Vertical 12 Segundos ......................................................................26
3.4. Ensaio Vertical 60 Segundos ......................................................................27
3.5. Ensaio Horizontal ........................................................................................27
3.6. Ensaio 45º...................................................................................................28
3.7. Ensaio 60º...................................................................................................28
3.8. Ensaio de Emissão de Calor .......................................................................29
3.9. Ensaio de Densidade de Fumaça ...............................................................29
3.10. Ensaio de Fire Blocking.............................................................................30
3.11. Ensaio de Penetração de Fogo.................................................................30
3.12. Ensaio de Fire Proof e Fire Resistance.....................................................31
3.13. Ensaio de Contenção de Fogo em Lixeiras...............................................31
3.14. Evolução dos Requisitos e Estudos em Desenvolvimento........................32
4. RESULTADOS E DISCUSSÃO ........................................................................39
4.1. Influência das Formas Geométricas da Amostra ........................................39
4.2. Refino dos Parâmetros de Ensaio...............................................................41
REFERÊNCIAS BIBLIOGRÁFICAS......................................................................43
ANEXO A. .............................................................................................................45
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1. INTRODUÇÃO
Nos últimos anos, o FAA (Federal Aviation Administration – órgão
homologador da aviação civil nos Estados Unidos) tem sido questionado sobre a
utilização de ligas de magnésio no interior de aeronaves, especificamente como
substituto das ligas de alumínio utilizadas atualmente na confecção das estruturas
dos assentos. O magnésio é o mais leve dos metais utilizados na confecção de
diversas estruturas, tornando-o um material de extrema importância na fabricação
de produtos que exigem baixo peso, além de sua abundância e fácil reciclagem.
(KG FRIDMAN AB, 2005). Conseqüentemente, sua aplicação resulta em uma
considerável redução do uso de combustível na indústria do transporte, fato
comprovado pelo aumento de sua popularidade na indústria automotiva.
(POLMEAR1, 2006 apud ERTÜRK, 2009).
Atualmente, o uso de magnésio na estrutura dos assentos de aeronaves é
proibido pela SAE (Society of Automobiles Engineers – órgão internacional
regulamentador de meios de transporte) através do documento AS8049
(Performance Standards for Single-Occupant, Side Facing Seats in Civil
Rotorcraft, Transport Aircraft, and General Aviation Aircraft – Padrões de
Desempenho para Assentos Utilizados na Aviação em Geral). No entanto, de
acordo com a indústria aeronáutica, os testes que culminaram nessa proibição
foram realizados há 30 anos e, durante esse tempo, ocorreram diversas
mudanças e avanços tecnológicos no que diz respeito às ligas de magnésio.
A principal preocupação em relação ao uso de magnésio é o atendimento
aos requisitos de inflamabilidade, que atualmente não consideram o potencial de
um metal inflamável ser utilizado em grandes quantidades em cabines de
aeronaves. Para tal, deve-se provar que a utilização de magnésio não diminui o
nível de segurança atual.
Por sugestão de um fornecedor de ligas de magnésio, Magnesium Elektra,
foram realizados testes em escala real, simulando um incêndio em uma aeronave
pós-queda, onde o fogo se originaria na área externa e, transcorrido determinado
tempo, invadiria a cabine através da fuselagem, atingindo os assentos com 1 Polmear, I. Light Alloys: From Traditional Alloys to Nanocrystals. Elsevier-
Butterworth Heinemann. 2006.
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estrutura confeccionada de ligas de magnésio e de ligas de alumínio, para efeito
de comparação. Foram selecionadas duas ligas de magnésio para essa
aplicação: AZ31, como liga de baixo desempenho, e WE43, como liga de alto
desempenho, de acordo com a avaliação do fornecedor.
Após uma bateria de testes, observou-se que ambas as ligas de magnésio
apresentaram comportamento semelhante quando submetidas ao fogo, inclusive
com as ligas de alumínio utilizadas atualmente na confecção dos assentos. A
seguir, foi iniciado um estudo com o objetivo de desenvolver um ensaio em escala
laboratorial aplicável para toda a indústria aeronáutica. Com isso, surgiram
diversos questionamentos quanto ao tipo de ensaio, tempo de exposição do
material à chama, formato geométrico da amostra, tempo limite para a auto-
extinção da chama do material, tempo em que o material entra em ignição, etc.
Foram realizados alguns ensaios preliminares com a liga de magnésio WE-43,
que apresentou melhores resultados com amostras no formato tubular.
Levando-se em consideração os ensaios realizados anteriormente e a
necessidade da indústria aeronáutica de validar a utilização de magnésio na
estrutura dos assentos das aeronaves, o presente trabalho tem como objetivo o
refino dos parâmetros de ensaio (tempo de ignição do material, tempo de
exposição do material à chama, duração da chama pós-ensaio, etc.), a análise da
influência das diferentes formas geométricas no ensaio e o estudo da
possibilidade da utilização de outras ligas, comparando-as com as características
apresentadas pela liga WE-43 nos testes laboratoriais.
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2. LIGAS DE MAGNÉSIO
O magnésio é o sexto elemento mais abundante da natureza,
representando 2,76% da composição da crosta terrestre. Sua forma metálica é
produzida em larga escala, sendo os principais produtores os Estados Unidos,
com 48% da produção mundial, seguidos da Rússia (12%), Canadá (9%) e
Noruega (8%). O magnésio é um metal estrutural de extrema importância devido
à sua baixa densidade quando comparado ao aço e ao alumínio. É um elemento
que forma diversas ligas binárias, contendo freqüentemente traços de alumínio,
zinco, manganês, praseodímio, neodímio e tório. (LEE, 1996).
Apesar da importância de alguns metais como elementos puros, a maioria
das aplicações da engenharia exige a melhoria nas propriedades do material
obtida através da composição de ligas com a adição de alguns elementos. Foi
convencionado um código para cada elemento de liga presente em ligas de
magnésio, de modo a se identificar o tipo de liga através de sua denominação
(por exemplo, a liga AZ é composta, principalmente, por alumínio e zinco
adicionados ao magnésio). A relação completa dos códigos de cada elemento de
liga é apresentada a seguir: (GROOVER, 2007).
• A: alumínio;
• C: cobre;
• E: terras raras;
• H: tório;
• K: zircônio;
• L: lítio;
• M: manganês;
• P: chumbo;
• Q: prata;
• S: silício;
• T: estanho;
• W: ítrio;
• Z: zinco.
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O metal presente em grande quantidade em uma liga é denominado metal
base e todos os outros elementos adicionados intencionalmente, com o objetivo
de se conceder determinadas propriedades ao material, são denominados
elementos de liga. Esses elementos se diferem de impurezas, que estão
presentes acidentalmente e não contribuem com a melhora no desempenho do
material. As ligas de metais não ferrosos são confeccionadas com os seguintes
objetivos principais: (YOUNG, 1954).
• Facilidade de fabricação;
• Aumento da resistência à corrosão;
• Aumento da condutividade elétrica e térmica;
• Redução do peso;
• Aumento do módulo de elasticidade.
As ligas de magnésio são os materiais metálicos estruturais mais leves
existentes e, por isso, se tornaram muito atrativos para aplicações na indústria
automobilística, férrea, aeronáutica e aeroespacial, onde a redução de peso é um
ponto crítico. (JANEČEK; CHMELÍK, 2009).
Atualmente, a demanda por um baixo consumo de combustível levou a
uma busca contínua por materiais de baixa densidade. Nesse contexto, o
magnésio e suas ligas se tornaram de grande interesse por apresentarem a
menor densidade entre os demais materiais metálicos estruturais. Além disso,
também apresentam alta resistência, boa usinabilidade, maior resistência à
corrosão do que o magnésio puro e, de uma maneira geral, melhores
propriedades quando comparadas à materiais poliméricos. Entretanto, as ligas de
magnésio não se tornaram vastamente utilizadas pelo mercado devido às suas
desvantagens: baixo módulo de elasticidade, usinabilidade a frio e dureza
limitados, baixa resistência em elevadas temperaturas, alto grau de enrugamento
no processo de solidificação, alta reatividade química e resistência à corrosão
limitada a algumas aplicações específicas. Para tornar as ligas de magnésio mais
competitivas no mercado, tem-se realizado diversas pesquisas com o objetivo de
minimizar algumas das desvantagens apresentadas anteriormente. Hoje em dia,
as ligas de magnésio apresentam desempenho mecânico similar ao de ligas de
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alumínio, principal concorrente nas indústrias automotiva e aeronáutica. (MATOS,
2010).
Além disso, o magnésio também é utilizado como elemento de liga em
diversas ligas de materiais metálicos não ferrosos. As principais aplicações das
ligas de magnésio são:
• Componentes de aeronaves e mísseis;
• Ferramentas portáteis;
• Revestimento de malas e maletas de viagem;
• Itens esportivos que demandam baixo peso, como a bicicleta por
exemplo.
Essas ligas estão disponíveis comercialmente na forma de barras, chapas
e lâminas.
Como as ligas de magnésio se oxidam rapidamente, elas apresentam um
potencial risco de incêndio e precauções devem ser tomadas em sua usinagem,
trituragem e lixamento. Contudo, vários elementos são adicionados às ligas com o
objetivo de melhorar as propriedades do material e, por isso, as ligas de magnésio
comercializadas atualmente não apresentam elevado risco de incêndio.
(KALPAKJIAN; SCHMID, 2008).
Durante as reuniões do Grupo de Trabalho realizadas sobre a utilização
das ligas de magnésio na indústria aeronáutica no FAA, foram propostos testes
com algumas ligas comerciais, fornecidas pela empresa Magnesium Elektron, tais
como: WE43, AZ80, Elektron 21, ZE41, ZE10 e AZ31. Em um primeiro momento,
foram selecionadas duas ligas para a realização de testes em escala real: AZ31 e
WE43. Essas ligas, quando comparadas entre si, foram classificadas como ligas
de baixo e alto rendimento a altas temperaturas, respectivamente.
2.1. Liga de magnésio AZ31
AZ31 é uma liga básica de magnésio forjado, com a adição de 3% em peso
de alumínio, 0,8% em peso de zinco e 0,2% em peso de manganês, que
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apresenta boa resistência à temperatura ambiente, ductilidade, resistência à
corrosão e soldabilidade. De uma maneira geral, essa liga pode ser aplicada, na
forma de chapas, a qualquer sistema que exija uma resistência considerável, com
temperatura de trabalho de no máximo 150 ºC, como em fuselagens de
aeronaves, ferramentas e carcaças de aparelhos eletrônicos. Além disso, essa
liga de magnésio não apresenta propriedades eletromagnéticas, porém apresenta
alta condutividade elétrica e térmica. (MAGNESIUM ELEKTRON, 2006).
Quando manuseado a temperatura ambiente, a liga de magnésio AZ31 não
apresenta bons resultados, por isso normalmente o manuseio do material ocorre a
temperaturas em torno de 150 ºC, o que aumenta consideravelmente seu preço
de manufatura. A otimização do processo realizado a altas temperaturas é um
grande desafio, que pode apresentar melhores resultados através de um pré-
aquecimento do material antes do manuseio. Além disso, materiais de engenharia
devem apresentar uma suficiente resistência à fadiga devido aos ciclos de carga
aos quais o mesmo é submetido. (JANEČEK; CHMELÍK, 2009).
Noda, Mori e Funami (2011) constataram que a taxa de deformação da liga
AZ31 diminui com o aumento da temperatura, compactuando com o
comportamento de outras ligas de magnésio com alumínio e terras raras como
elementos de liga, bem como o módulo de rigidez que também é afetado
diretamente pela temperatura do sistema.
O alumínio aparece como principal elemento de liga adicionado ao material
com o objetivo de melhorar a resistência e a dureza, além de ampliar o intervalo
de congelamento da liga, facilitando sua obtenção. O segundo elemento de liga
mais abundante, o zinco, é adicionado ao material para produzir uma melhora
significativa na resistência à temperatura, principalmente quando utilizado em
conjunto com o alumínio. Além disso, o zinco contribui com a inibição do efeito
corrosivo nocivo de impurezas, como ferro e níquel, que podem estar presentes
na liga. (MAGNESIUM ENCYCLOPEDIA, 2012).
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2.2. Liga de magnésio WE43
WE43 é uma liga de magnésio obtida através da adição de 3,7-4,3% de
ítrio, 2,4-4,4% de terras raras (elementos do grupo dos lantanídeos) e 0,4% de
zircônio. Esse material apresente alta resistência física, excelente resistência à
corrosão e temperatura de trabalho de até 300 ºC. Essa liga é capaz de manter
suas boas propriedades mecânicas a altas temperaturas, dispensando a
necessidade de adição de prata ou tório para essa finalidade. Além disso, a liga
WE43 tem a capacidade de se manter estável a uma longa exposição a altas
temperaturas de até 250 ºC. Essa característica de retenção de suas
propriedades em altas temperaturas torna esse material de grande interesse para
a indústria aeronáutica, automobilística e balística. (MAGNESIUM ELEKTRON,
2006).
A partir de estudos da microestrutura dessa liga, determinou-se que grande
parte das terras raras presentes é composta de neodímio, que se une ao
magnésio formando precipitados irregulares inter-granulares do tipo Mg41Nd5 e
Mg14Nd2Y. (RZYCHON; KIELBUS, 2006).
O ítrio possui uma solubilidade de sólidos relativamente elevada em
magnésio (até 12,4% em peso), por isso é utilizado como o principal elemento de
liga pois, na presença de terras raras, aumenta a resistência do material em
temperaturas de até 300 ºC. Além da ação em altas temperaturas, as terras raras
também contribuem para a redução da porosidade da liga, fator que contribui com
o aumento da resistência mecânica do material. O zircônio possui um poderoso
efeito de refinamento dos grãos formados em ligas de magnésio, principalmente
com a adição de terras raras, que contribui com o empacotamento das moléculas
e melhora a resistência do material de uma maneira geral. (MAGNESIUM
ENCYCLOPEDIA, 2012).
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2.3. Estudo da utilização de outras ligas de magnésio
No início do estudo da utilização de ligas de magnésio na confecção de
assentos de aeronaves, foram propostas ligas de composições diversas para
esse propósito. A seguir, cada uma dessas ligas é analisada separadamente,
através de uma comparação com as ligas AZ31 e WE43 previamente testadas.
• AZ80
Liga de magnésio composta de 7,8-9,2% de alumínio, 0,2-0,8% de
zinco e 0,12-0,5% de manganês. Sua composição assemelha-se a
da liga AZ31 previamente estudada, portanto espera-se que o
mesmo desempenho seja obtido nos ensaios de inflamabilidade.
Porém, como a porcentagem de alumínio adicionada é
consideravelmente maior, a liga AZ80 apresenta um preço elevado
quando comparada à liga AZ31, tornando a sua utilização inviável.
• Elektron 21
Liga de magnésio composta de 2,6-3,1% de neodímio, 1,0-1,7% de
outras terras raras e 0,2-0,5% de zinco. Apresenta como principal
elemento de liga o neodímio e outras terras raras diversas que,
juntamente com o zinco, melhoram significativamente as
propriedades do material a altas temperaturas. Porém, como a
adição de elementos de liga é relativamente pequena (inferior a 5%
do total), espera-se que essa liga apresente um desempenho inferior
à liga WE43 nos ensaios de inflamabilidade.
• ZE10 e ZE41
Ambas as ligas ZE10 e ZE41 são ligas de magnésio compostas de
3,5-5,0% de zinco, 0,8-1,7% de terras raras e 0,4-1,0% de zircônio.
Elas apresentam composição semelhante à liga Elektron 21, porém
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com uma inversão do elemento de liga mais abundante, que nesse
caso é o zinco. Por esse motivo, espera-se que essas ligas
apresentem comportamento semelhante à liga Elektron 21 em
ensaios de inflamabilidade, além de um menor custo devido à menor
concentração de terras raras. Porém, quando comparadas à liga
WE43, espera-se que as ligas ZE10 e ZE41 apresentem um
desempenho inferior quando expostas à chama.
Dessa maneira, avalia-se como satisfatória a escolha das ligas feita pelo
fornecedor Magnesium Elektra, pois os melhores resultados nos ensaios de
inflamabilidade são esperados nas ligas de magnésio AZ31 e WE43, conforme
proposta feita no início do estudo de aplicação de tais ligas na confecção de
assentos de aeronaves.
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3. INFLAMABILIDADE
A inflamabilidade é definida como a facilidade com que um material queima
ou entra em ignição, causando incêndio ou combustão. O processo de queima
pode ser dividido em cinco etapas, conforme ilustrado na Figura 1 abaixo e
descrito a seguir (GALLO; AGNELLI, 1998):
Figura 1: Etapas do processo de queima de um material.
3.1. Etapas do processo de queima
I. Aquecimento
Uma fonte externa fornece calor ao material, aumentando a sua
temperatura progressivamente. A transferência de calor pode
acontecer de três formas: contato direto com a chama, contato com
gases aquecidos ou condução através de um corpo sólido. Nessa
etapa, os principais parâmetros envolvidos são o calor específico, a
condutividade térmica e o calor latente do material em eventuais
mudanças de fase.
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A difusão térmica através de sólidos é descrita pela Equação de
Fourier, expressa da seguinte maneira em sua forma
unidimensional:
onde q representa o fluxo de calor em [ W.m-2 ], k representa a
condutividade térmica do meio em [ W/m.K ], A representa a área da
seção transversal submetida ao fluxo de calor em [ m ] e dT/dx
representa o gradiente de temperatura que, por ser negativo, requer
a inclusão do sinal negativo à fórmula para a obtenção de um fluxo
de calor positivo. (BEJAN; KRAUS, 2003).
II. Pirólise
Com o passar do tempo, os componentes do material atingem a sua
temperatura de decomposição. Nesse ponto, com a ruptura da
estrutura molecular original do material, pode ocorrer a liberação de
gases combustíveis ou não-combustíveis, que darão origem à
fumaça. A temperatura de início de pirólise de cada componente é o
principal parâmetro envolvido nessa etapa.
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III. Ignição
Os produtos da pirólise se difundem do material no sentido da
superfície, enquanto o oxigênio se difunde no sentido oposto, em
uma região denominada zona de queima gasosa. Nesse ponto, as
condições de temperatura, concentração de gases combustíveis e
oxigênio, quando atingem determinados níveis, permitem a ignição
por uma fonte externa de calor (ponto de fulgor) ou a auto-ignição do
material (ponto de ignição). Além das temperaturas de ignição e
auto-ignição do material, outro parâmetro importante nessa etapa é
a concentração de oxigênio, que deve manter-se em um
determinado índice para sustentar a combustão.
A teoria da ignição de sólidos é baseada na condução de calor do
material com ausência de degradação, apresentando uma
temperatura fixa de ignição, tig, descrita como:
onde:
k = condutividade térmica;
ρ = densidade;
c = calor específico;
Tig = temperatura final;
T∞ = temperatura inicial;
qi” = fluxo de calor incidente.
Essa equação é válida somente nas seguintes circunstâncias:
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• O sólido é inerte e homogêneo;
• As propriedades térmicas são constantes;
• A emissividade (relação entre o poder emissivo de um
material e um padrão, denominado corpo negro) da superfície
e a absortividade (propriedade de absorver energia) são
unitárias;
• O fluxo de calor incidente é muito maior que a perda de calor
superficial;
• O sólido tem espessura igual ou superior a 1 mm.
(QUINTIERE et al., 1998).
IV. Combustão e propagação
A etapa de ignição resulta em reações de combustão altamente
exotérmicas, dando início ao processo de realimentação térmica
através da grande quantidade de calor liberado, que sustenta as
etapas de pirólise e ignição enquanto houver disponibilidade de
material combustível. Nessa etapa o fogo atinge outras regiões do
material, tornando o processo de queima irreversível.
V. Extinção
Com o passar do tempo, as quantidades de material combustível e
de oxigênio disponíveis diminuem gradativamente, resultando em
uma diminuição do calor gerado pelas reações de combustão e,
conseqüentemente, inviabilizando o processo de realimentação
térmica. Dá-se, então, início à etapa de extinção.
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Para garantir um nível de segurança aceitável na aviação civil, realizam-se
diversos testes de a fim de demonstrar que determinado material cumpre com os
requisitos específicos de desempenho quando exposto a calor ou chama. No caso
da indústria aeronáutica, a certificação de peças de interior de aeronaves deve
atender aos requisitos definidos pelos órgãos homologadores: ANAC (Agência
Nacional de Aviação Civil), FAA (Federal Aviation Administration) e EASA
(European Aviation Safety Agency). Os tipos de ensaios realizados são definidos
a partir do CFR (Code of Federal Regulations) do FAA, que é uma Lei Federal
americana com regras gerais publicadas no Registro Federal pelas agências e
pelos departamentos executivos do Governo Federal Americano. É dividido em 50
títulos que representam os diversos assuntos de diferentes áreas referentes ao
regulamento federal. Cada volume do CFR é revisado uma vez por ano e emitido
trimestralmente. Cada título é dividido em capítulos, que carregam geralmente o
nome da agência emissora e cada capítulo é subdividido em partes que envolvem
os regulamentos de áreas específicas.
Para a aviação civil, os requisitos aplicáveis encontram-se no capítulo 14,
partes 23 e 25 do CFR, que define os ensaios de acordo com a região da
aeronave na qual o material ou peça é instalado. Os requisitos de materiais
instalados nos compartimentos de interior são definidos conforme seções 25.853,
25.855 e 25.856 e abrangem: cabine de passageiros, cabine do piloto e
compartimento de cargas. Existem também as regiões da aeronave definidas
como “zonas de fogo”, onde os ensaios são definidos através das seções 25.865,
25.867, 25.869, 25.1191 e 25.1193 do CFR.
Os tipos de ensaios podem ser: Auto-extinção (Vertical 12s/60s, 45º e 60º),
velocidade de propagação da chama (Horizontal 2,5”/min e 4,0”/min), emissão de
calor, densidade de fumaça, penetração de fogo (assentos, bagageiro e
fuselagem), propagação de chama (para isolamento termo-acústico) e contenção
de fogo em lixeira. Os diversos métodos de ensaio servem para reproduzir o
ambiente de fogo ao qual o material pode ser exposto em determinadas
situações, bem como avaliar o seu desempenho. A aplicabilidade do ensaio vai
depender da região e/ou parte sujeita a queima e propagação do fogo.
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3.2. Ocorrências Relevantes
O surgimento dos requisitos de inflamabilidade específicos para a aviação
civil foi motivado pelos diversos acidentes, na maioria das vezes fatais, que
ocorreram ao longo do tempo. Após um estudo específico de cada fatalidade,
foram surgindo os requisitos que cada material utilizado na cabine de uma
aeronave deve cumprir até os dias de hoje. A seguir estão listados os principais
acontecimentos (PLANE CRASH INFO, 2012):
• 11/07/1973 – Varig vôo n. 820. Boeing 707-345C. Paris, França
A aeronave fez um pouso de emergência após o início de um incêndio
no lavatório traseiro. O pouso foi realizado com sucesso, porém 123
dos 134 passageiros foram vitimados devido às grandes emissões de
fumaça e monóxido de carbono antes que a aeronave pudesse ser
evacuada. Suspeita-se que o fogo se iniciou devido a um problema no
circuito elétrico ou ao descarte inapropriado de um cigarro no lavatório
da aeronave. (Figura 2)
Figura 2: Foto ilustrativa após o acidente com o vôo n. 820 da Varig.
Após o acidente, foram conduzidos estudos a fim de se investigar as
causas e possíveis ações mitigadoras para o futuro. Nesse mesmo ano, foi
oficializado o Ensaio Vertical 12 e 60 segundos (seções 2.3 e 2.4,
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respectivamente) e alguns anos mais tarde, em 1980, foi definido o requisito de
contenção de fogo em lixeiras (seção 2.13).
• 02/06/1983 – Air Canada vôo n. 797. Douglas DC-9-32.
Após o início de um incêndio no lavatório, a aeronave fez um pouso de
emergência no aeroporto internacional de Cincinnati/Northern Kentucky.
Porém, o fogo já havia consumido grande parte da cabine, vitimando 23
dos 46 passageiros, sendo a maioria devido à inalação de fumaça.
(Figura 3)
Figura 3: Foto ilustrativa após o acidente com o vôo n. 797 da Air Canada.
• 22/08/1985 – British Airtours vôo n. KT28M. Boeing 737-236.
Manchester, Inglaterra
A aeronave abortou o procedimento de decolagem após apresentar
falha no motor. Porém, um incêndio propagado através de uma fissura
na mangueira de combustível vitimou 55 dos 137 passageiros antes
que o fogo pudesse ser controlado. (Figura 4)
23
Figura 4: Foto ilustrativa após o acidente com o vôo n. KT28M da British
Airtours
Após o ocorrido, estudos desenvolvidos culminaram no desenvolvimento
imediato de dois novos ensaios: fire-blocking e penetração ao fogo (seções 2.10 e
2.11, respectivamente). Alguns anos mais tarde, foram também oficializados os
requisitos de emissão de calor e densidade de fumaça (seções 2.8 e 2.9,
respectivamente), bem como a instalação obrigatória de detectores de fumaça e
extintores automáticos nos lavatórios de aeronaves.
• 11/05/1996 – Valujet. DC 9-32. Everglades, Florida, EUA.
Geradores de oxigênio embalados indevidamente se incendiaram no
compartimento de bagagem, queimando cabos de controle e tomando a
cabine com sua fumaça, causando a queda do avião logo após sua
decolagem do aeroporto internacional de Miami e vitimando todos os
110 passageiros. (Figura 5)
24
Figura 5: Foto ilustrativa após o acidente com o vôo da Valujet.
• 02/09/1998 – Swiss Air vôo n. 111. MD-11, Nova York, EUA.
O fogo se iniciou através de uma faísca nos fios elétricos do sistema de
entretenimento instalado acima do teto, na região do cockpit, e se
espalhou pelas mantas de isolamento termo-acústico da fuselagem. A
aeronave caiu no oceano Atlântico quando se preparava para um pouso
de emergência, vitimando todos os 229 passageiros. (Figura 6).
25
Figura 6: Foto ilustrativa após o acidente com o vôo n. 111 da Swiss Air.
• 20/08/2007 – Boeing 737-800. Okinawa, Japão.
Após detectado um problema, todos os 165 passageiros foram
evacuados da aeronave minutos antes de sua explosão no aeroporto de
Okinawa, Japão. (Figura 7).
26
Figura 7: Foto ilustrativa após o acidente com o Boeing em Okinawa.
Somadas a essas principais ocorrências, aconteceram diversos outros
acidentes que contribuíram e continuam contribuindo com o desenvolvimento de
novos requisitos, que se tornam cada vez mais rígidos a fim de evitar que
fatalidades parecidas com essas registradas aconteçam.
A seguir são apresentados os requisitos de inflamabilidade aplicáveis
atualmente, de acordo com o Apêndice F da norma FAR 25.853:
3.3. Ensaio Vertical 12 Segundos
O ensaio Vertical 12 Segundos é aplicável para painéis de piso, cortinas,
carpetes, isolamentos termo-acústico e poltronas. Esse ensaio consiste na
aplicação de chama, utilizando um bico de Bunsen, a uma amostra representativa
do material nas dimensões de 305 mm x 76 mm. Decorridos 12 segundos, a
chama é removida e o material deve atender às especificações conforme Quadro
1.
27
Quadro 1: Parâmetros do Ensaio Vertical 12 Segundos
Parâmetros Limites Tempo de exposição de chama 12 s Comprimento máximo de queima 6 pol Tempo de auto-extinção da chama 15 s
3.4. Ensaio Vertical 60 Segundos
O ensaio Vertical 60 segundos é aplicável para painéis internos (lateral,
teto e calhas), divisórias, portas, armários e galleys. Esse ensaio consiste na
aplicação de chama, utilizando um bico de Bunsen, a uma amostra representativa
do material nas dimensões de 305 mm x 76 mm, no sentido vertical. Decorridos
60 segundos, a chama é removida e o material deve atender às especificações
conforme Quadro 2.
Quadro 2: Parâmetros do Ensaio Vertical 60 Segundos
Parâmetros Limites Tempo de exposição de chama 60 s Comprimento máximo de queima 8 pol Tempo de auto-extinção da chama 15 s
3.5. Ensaio Horizontal
O ensaio Horizontal é aplicável para transparências, placares, avisos,
cintos de segurança, elastômeros e equipamentos de carga. Esse ensaio consiste
na aplicação de chama, utilizando um bico de Bunsen, a uma amostra
representativa do material nas dimensões de 305 mm x 76 mm, no sentido
horizontal. Após a ignição, mede-se o comprimento de queima do material por
unidade de tempo, que deve atender às especificações conforme Quadro 3.
28
Quadro 3: Parâmetros do Ensaio Horizontal
Parâmetros Limites Velocidade de Queima 2,5 pol/min 4,0 pol/min
3.6. Ensaio 45º
O ensaio 45º é aplicável para o piso do compartimento de carga. Consiste
na aplicação de chama, utilizando um bico de Bunsen, a uma amostra
representativa do material, fixa em um ângulo de 45º. Decorridos 30 segundos, a
chama é removida e o material deve atender às especificações conforme Quadro
4.
Quadro 4: Parâmetros do Ensaio 45º
Parâmetros Limites Tempo de exposição de chama 30s Penetração da chama Não Tempo de auto-extinção da chama 15 s
3.7. Ensaio 60º
O ensaio 60º é aplicável para toda a fiação elétrica da aeronave. Consiste
na aplicação de chama, utilizando um bico de Bunsen, a uma amostra
representativa do material, fixa em um ângulo de 60º. Decorridos 30 segundos, a
chama é removida e o material deve atender às especificações conforme Quadro
5.
Quadro 5: Parâmetros do Ensaio 60º
Parâmetros Limites Tempo de exposição de chama 30 s Comprimento máximo de queima 3 pol Tempo de auto-extinção da chama 30 s
29
3.8. Ensaio de Emissão de Calor
O ensaio de Emissão de Calor é aplicável somente para aviões com
capacidade para 19 passageiros ou mais. O teste é realizado em superfícies
expostas de painéis (teto, laterais e calhas), armários, divisórias e galleys. Esse
ensaio consiste na exposição do material ao fogo por 2 minutos, com posterior
monitoramento da taxa de emissão de calor. O material deve atender as
especificações conforme Quadro 6.
Quadro 6: Parâmetros do Ensaio de Emissão de Calor
Parâmetros Limites Calor emitido (total - 2 min) 65 kW.min/m2 Taxa de Emissão de Calor (pico - 5 min)
65 kW/m2
3.9. Ensaio de Densidade de Fumaça
O ensaio de Densidade de Fumaça é aplicável somente para aviões com
capacidade para 19 passageiros ou mais. O teste é realizado em superfícies
expostas de painéis (teto, laterais e calhas), armários, divisórias e galleys. Esse
ensaio consiste na exposição do material ao fogo, com posterior monitoramento
da densidade óptica da fumaça emitida após a ignição. O material deve atender
as especificações conforme Quadro 7.
Quadro 7: Parâmetros do Ensaio de Densidade de Fumaça
Parâmetros Limites Densidade óptica de fumaça - 4 min 200 Ds (Densidade
Óptica Específica)
30
3.10. Ensaio de Fire Blocking
O ensaio de Fire Blocking é aplicável para poltronas de passageiros e
atendentes. Esse ensaio consiste na exposição ao fogo de uma amostra
representativa da poltrona, pelo período de dois minutos. A seguir, mede-se o
comprimento de queima e a percentual de perda de massa da amostra, sendo
que ambos devem atender as especificações conforme Quadro 8.
Quadro 8: Parâmetros do Ensaio de Fire Blocking
Parâmetros Limites Tempo de exposição de chama 2 min. Comprimento de queima (médio) 17 pol. máx. Perda de peso (médio) 10% máx.
3.11. Ensaio de Penetração de Fogo
O ensaio de Penetração de Fogo é aplicável para painéis, emendas e
acessórios do bagageiro. Consiste na exposição ao fogo de uma amostra
representativa do material, pelo período de 5 minutos, tanto no sentido horizontal
como no sentido vertical. O material deve atender as especificações conforme
Quadro 9.
Quadro 9: Parâmetros do Ensaio de Penetração de Fogo
Parâmetros Horizontal Vertical Tempo de exposição de chama 5 min. 5 min. Penetração da chama Não Não Temperatura da chama 400° F --
31
3.12. Ensaio de Fire Proof e Fire Resistance
Os ensaios de Fire Proof e Fire Resistance são aplicáveis para zonas de
fogo, tais como motores, geradores de energia e sistemas hidráulicos. Esse
ensaio consiste na exposição à chama do material, que não deve permitir
penetração nem ignição do lado oposto ao qual a chama foi aplicada, conforme
especificações contidas no Quadro 10.
Quadro 10: Parâmetros do Ensaio de Fire Proof e Fire Resistance
Parâmetros Fire Proof Fire Resistance Tempo de exposição de chama 15 min. 5 min. Penetração da chama Não Não Ignição do lado oposto Não Não
3.13. Ensaio de Contenção de Fogo em Lixeiras
Esse ensaio é aplicável a todas as lixeiras da aeronave. Consiste na
exposição do material à chama pelo período de 30 segundos, através de alguns
produtos inflamáveis comumente encontrados em lixeiras, tais como papel,
embalagens, etc. Após a remoção da chama, o material deve atender as
especificações conforme Quadro 11.
Quadro 11: Parâmetros do Ensaio de Contenção de Fogo em Lixeiras
Parâmetros Limites Tempo de exposição de chama 30s Penetração da chama Não Tempo de extinção 15 s Tempo de incandescência 10 s
32
3.14. Evolução dos Requisitos e Estudos em Desenvolvimento
A evolução dos requisitos de inflamabilidade através da investigação de
grandes acidentes pode ser ilustrada em uma linha do tempo, conforme Figura 8
a seguir:
Figura 8: Linha do tempo da evolução dos requisitos de inflamabilidade.
Além dos requisitos já consolidados, existe um Grupo de Trabalho de
Ensaios de Fogo em Materiais (Materials Fire Test Working Group), liderado pelo
FAA, que realiza encontros quadrimestrais a fim de discutir e apresentar os
últimos resultados obtidos com novos métodos de ensaio na área de
inflamabilidade de materiais da indústria aeronáutica. Dentre os novos estudos
em andamento, podemos ressaltar:
• Revisão do ensaio do revestimento do compartimento de carga;
• Utilização de um queimador de nova geração no ensaio de penetração
do fogo;
• Desenvolvimento do método de ensaio de propagação de chama para
estruturas feitas em materiais compósitos;
• Atualização do ensaio de Fire Blocking;
33
• Dutos de aeronaves;
• Ensaio de fiação elétrica;
• Discussão sobre a evolução do bico de Bunsen;
• Sistemas de isolamento termo-acústico em aeronaves;
• Novo ensaio de inflamabilidade para estruturas de assentos feitos de
ligas de magnésio.
Para esse último tópico, o FAA criou, no início de 2007, um grupo de
estudos sobre a utilização de magnésio no interior de aeronaves, atendendo a um
pedido das empresas do ramo aeronáutico interessadas na substituição das ligas
de alumínio utilizadas atualmente por ligas de magnésio na estrutura dos
assentos. A principal preocupação dos órgãos homologadores sobre o uso de
magnésio em cabines de aeronaves é a inflamabilidade, pois os requisitos atuais
não prevêem o potencial de um metal inflamável ser utilizado em grandes
quantidades no interior de um avião. Para tal, o FAA deve ser convencido de que
o nível de segurança não é reduzido com a substituição das ligas de alumínio
pelas ligas de magnésio. Apesar de essas ligas terem sofrido diversas mudanças
com o passar do tempo, o magnésio continua sendo um material que, quando
inflamado, apresenta um risco de incêndio praticamente impossível de ser
controlado. (MARKER, 2007)
Com o início do estudo, foi sugerido um ensaio em escala laboratorial com
o objetivo de se obter uma avaliação prévia do material para a posterior
determinação do ensaio, em escala real, determinando sua aprovação ou
reprovação conforme ilustrado na Figura 9 abaixo. (HILLS, 2007).
34
Figura 9: Modelo teórico para a realização do ensaio em escala real.
O interesse pela utilização de magnésio foi renovado na indústria
aeronáutica devido à popularidade que esse material alcançou na indústria
automotiva por seu baixo peso e fácil usinagem. Por outro lado, as ligas de
magnésio apresentam como pontos fracos a elevada tendência a entrar em
combustão e a baixa resistência à corrosão, além da regulamentação AS8049
emitida pela SAE, que baniu o uso de magnésio na estrutura de assentos de
aeronaves. Dessa forma, foram analisados os riscos potencialmente causados
por ligas de magnésio aplicadas a cabines de aeronaves, tanto em incêndios
iniciados durante o vôo (do interior para o exterior) como em incêndios iniciados
após a aterrissagem ou queda (do exterior para o interior). Após a realização de
alguns testes em escala laboratorial, constatou-se que nenhuma das amostras de
magnésio entrou em fusão com menos de 2 minutos de exposição ao fogo. Após
esse tempo, as amostras se fundiram e se inflamaram, sendo que 78% das
amostras continuaram a queimar mesmo após a remoção da chama.
Os elementos críticos para o desenvolvimento do ensaio em escala
laboratorial foram definidos, sendo eles o tempo de exposição do material à
35
chama, as características da amostra (tamanho, forma, espessura), orientação da
amostra e tempo decorrido até o início da fusão. A partir desses dados, foi
proposto o ensaio em escala real, simulando um incêndio iniciado após a queda
da aeronave, com o fogo se iniciando no exterior e consumindo a cabine de fora
para dentro, atingindo os assentos confeccionados de acordo com o modelo
ilustrado na Figura 10 a seguir:
Figura 10: Modelo prático para a realização do ensaio em escala real.
Decidiu-se por realizar o ensaio em escala real com duas ligas de
magnésio especificadas pelo fornecedor Magnesium Elektra, sendo a liga AZ31
denominada de baixo desempenho e a liga WE43 de alto desempenho quando
exposta à chama. Comparadas às ligas de alumínio, a liga de magnésio AZ31
apresenta 30,54% de redução de peso, enquanto a liga WE43 apresenta 28.51%
de redução de peso. A seguir é ilustrado o modelo de cabine utilizado, antes e
após o ensaio, nas Figuras 11 e 12, respectivamente. Em ambos os casos, as
estruturas primárias do assento, confeccionadas com as ligas de magnésio
citadas, apresentaram um derretimento mínimo após a realização do ensaio.
(MARKER, 2009).
36
Figura 11: Modelo prático pré-ensaio.
Figura 12: Modelo prático pós-ensaio.
Com a obtenção dos resultados satisfatórios dos ensaios em escala real,
iniciou-se o processo de revisão do Apêndice F, Parte II da Norma 25.853 (Anexo
A do presente trabalho – página 51), com o objetivo de se especificar o novo tipo
de ensaio para estruturas de assento, principalmente quando confeccionadas com
37
ligas de magnésio. A nova proposta tem como escopo a avaliação da resistência
à ignição e inflamabilidade de ligas de magnésio utilizadas na construção da
estrutura de assentos de aeronaves. Além da avaliação do comportamento do
material quando exposto ao fogo, também se deve avaliar o possível
desprendimento de uma porção da amostra e a perda de peso da mesma após a
realização do ensaio. Primeiramente, convencionou-se que as amostras deveriam
apresentar a forma cônica, orientadas na posição horizontal de acordo com a
posição do queimador a ser utilizado, de acordo com as Figuras 13 e 14 a seguir,
que ilustram a modelagem teórica e prática do aparato de ensaio,
respectivamente: (MARKER, 2011).
Figura 13: Modelo teórico do ensaio em escala laboratorial.
Amostra na forma cônica
Queimador
38
Figura 14: Modelo prático do ensaio em escala laboratorial.
Porém, conforme os testes eram realizados, observou-se que a forma
cônica das amostras não era a ideal, pois na maioria das vezes a porção superior
se desprendia do corpo principal e caía para os lados, onde poderia se apagar
imediatamente, apagar decorrido algum tempo após o desprendimento ou até
mesmo se manter em combustão constante durante um longo tempo. Devido a
esses fatores imprevisíveis, não foi possível o estabelecimento de uma
repetibilidade dos ensaios, ou seja, não se obteve resultados semelhantes entre
si, que é extremamente desejável visto que, a partir da homologação do novo
requisito, qualquer laboratório deve ser capaz de reproduzir os mesmos testes.
Portanto, foram realizados diversos ensaios laboratoriais com amostras de ligas
de magnésio de diversas formas, como cones mais finos, cones com degrau na
parte superior, amostras de seção transversal retangular, cilindros sólidos e tubos
de seção circular, sendo que este último apresentou um bom nível de
repetibilidade nos ensaios, tanto no direcionamento horizontal quanto no
direcionamento vertical das amostras.
39
4. RESULTADOS E DISCUSSÃO
Após a última reunião de acompanhamento dos estudos realizados pelo
Grupo de Trabalho no FAA, a liberação do uso de magnésio na composição de
estruturas de assentos de aeronaves estava mais próxima, porém pontos cruciais
ainda precisam ser discutidos e definidos como o refino dos parâmetros de ensaio
laboratorial (tempo de exposição do material ao fogo, tempo em que o material
entra em ignição, tempo decorrido para a auto-extinção do fogo após a remoção
da fonte de calor, forma geométrica ideal da amostra) e a análise da utilização de
outras ligas de magnésio para o mesmo propósito.
4.1. Influência das formas geométricas da amostra
De acordo com os ensaios realizados pelo Grupo de Trabalho no FAA, as
amostras propostas inicialmente, na forma de cones sólidos, não produziram
resultados satisfatórios devido ao baixo índice de repetibilidade, pois vários
fatores contribuíram de formas completamente diferentes e incontroláveis, como
nos casos onde a porção superior da amostra se desprendeu do corpo principal e
caiu ao lado, se apagando imediatamente ou permanecendo em combustão por
um longo tempo. Devido a esse comportamento imprevisível, foram realizados
diversos ensaios com variações da forma geométrica da amostra e os melhores
resultados foram obtidos com tubos de seção circular, conforme ilustrado na
Figura 16 a seguir:
40
Figura 16: Ensaio realizado com amostras na forma de tubos de seção circular.
Como se observa, com as amostras na forma de tubos circulares obteve-se
uma boa repetibilidade do ensaio, fato também comprovado com o
comportamento do material ao fogo conforme os parâmetros pré-determinados
(seção 4.2). Acredita-se que a utilização de amostras na forma de tubos de seção
circular seja a ideal, pois, assim que o material entra em ignição, o fogo tende a
se encaminhar para regiões com grande concentração de oxigênio, que é o caso
da região central do tubo. Assim, no início do processo de queima o material
tende a se contrair na direção de seu próprio centro por influência do fogo ali
presente. Porém, como a quantidade de oxigênio disponível nessa região é
limitada, rapidamente o fogo o consome por completo e, na falta de um
comburente apropriado, o mesmo se extingue, produzindo amostras pós-ensaio
conforme ilustrado pela Figura 16. Outro ponto a ser observado é a espessura da
amostra de ensaio, que deve ser a menor possível de modo que o ponto de
ignição do material apresente a tendência de ocorrer simultaneamente com o
ponto de fusão, o que contribui na contenção da chama produzida devido à
grande liberação de energia do material e, conseqüentemente, obtém-se uma
considerável repetibilidade dos ensaios.
41
4.2. Refino dos parâmetros de ensaio
Conforme os diversos ensaios realizados no FAA, observou-se que o
tempo de ignição do material juntamente com o tempo de duração da chama
produzida na amostra após a remoção da fonte de calor influenciam diretamente
no formato da amostra após o ensaio. Após a definição da forma geométrica ideal
para a amostra de ensaio, foram analisados outros parâmetros, conforme
apresentado no Gráfico 1 abaixo:
Gráfico 1: Análise dos parâmetros de ensaio de 10 amostras na forma de tubos.
Nesse gráfico, o eixo das ordenadas é representado pelo tempo em
segundos e o eixo das abscissas é representado pelas amostras, numeradas de 1
a 10. Para cada amostra foram avaliados três parâmetros, sendo o primeiro o
tempo decorrido até o início da ignição do material, o segundo o tempo de
exposição do material ao fogo pelo queimador e o terceiro o tempo decorrido até
que a chama iniciada em cada amostra se auto-extinguiu (primeira, segunda e
terceira barra, respectivamente, para cada amostra). Observa-se que, mantendo-
42
se o tempo de exposição do material ao fogo constante em 240 segundos, houve
pouca variação dos demais parâmetros observados em relação a outros ensaios
semelhantes, comprovando a repetibilidade do ensaio proposto. Dessa maneira,
propõe-se a validação do novo ensaio de inflamabilidade para estruturas de
assentos de aeronaves, de acordo com os seguintes parâmetros:
• Tempo de exposição do material ao fogo: 240 segundos;
• Tempo de ignição do material: a amostra não deve entrar em ignição
com menos de 90 segundos decorridos de ensaio.
• Tempo de auto-extinção da chama da amostra após a remoção da
fonte de calor: 90 segundos.
Essa proposta foi feita através da análise do comportamento
apresentado pelo material durante os 10 ensaios realizados. Levando esses
parâmetros em consideração, apenas as amostras 7 e 9 seriam reprovadas, pois
o tempo de auto-extinção da chama de ambas as amostras foi superior a 90
segundos após a remoção do queimador.
Com a validação dessa proposta, seria necessária apenas a revisão da
norma vigente que prevê os ensaios de inflamabilidade (Apêndice F da Norma
FAR 25.853), para posterior análise e validação do FAA de que, atualmente, as
ligas de magnésio são um material robusto para a sua utilização na estrutura de
assentos de aeronaves.
43
REFERÊNCIAS BIBLIOGRÁFICAS
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Sons, Inc. 2003. ISBN: 0-471-39015-1.
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Processes and Systems. 3ª ed. New Jersey: John Wiley & Sons, Inc. 2007.
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Blücher Ltda. 1996. ISBN: 85-212-0176-1.
44
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Manchester. 2006.
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YOUNG, J. F. Materials and Processes. 2ª ed. Londres: Chapman & Hall, Ltd.
1954. ISBN: 53-12224.
45
ANEXO A – PART 25 AIRWORTHINESS STANDARDS: TRANSPORT
CATEGORY AIRPLANES – APPENDIX F
Part I--Test Criteria and Procedures for Showing Compliance with Sec.
25.853 or Sec. 25.855.
(a) Material test criteria:
(1) Interior compartments occupied by crew or passengers:
(i) Interior ceiling panels, interior wall panels, partitions, galley structure, large
cabinet walls, structural flooring, and materials used in the construction of
stowage compartments (other than underseat stowage compartments and
compartments for stowing small items such as magazines and maps) must be
self-extinguishing when tested vertically in accordance with the applicable
portions of Part I of this Appendix. The average burn length may not exceed 6
inches and the average flame time after removal of the flame source may not
exceed 15 seconds. Drippings from the test specimen may not continue to
flame for more than an average of 3 seconds after falling.
[(ii) Floor covering, textiles (including draperies and upholstery), seat cushions,
padding, decorative and nondecorative coated fabrics, leather, trays and galley
furnishings, electrical conduit, air ducting, joint and edge covering, liners of
Class B and E cargo or baggage compartments, floor panels of Class B, C, D,
or E cargo or baggage compartments, cargo covers and transparencies,
molded and thermoformed parts, air ducting joints, and trim strips (decorative
and chafing), that are constructed of materials not covered in subparagraph (iv)
below, must be self-extinguishing when tested vertically in accordance with the
applicable portions of Part I of this Appendix or other approved equivalent
means.] The average burn length may not exceed 8 inches, and the average
flame time after removal of the flame source may not exceed 15 seconds.
Drippings from the test specimen may not continue to flame for more than an
average of 5 seconds after falling.
(iii) Motion picture film must be safety film meeting the Standard Specifications
for Safety Photographic Film PHI.25 (available from the American National
46
Standards Institute, 1430 Broadway, New York, N.Y. 10018). If the film travels
through ducts, the ducts must meet the requirements of subparagraph (ii) of
this paragraph.
(iv) Clear plastic windows and signs, parts constructed in whole or in part of
elastomeric materials, edge lighted instrument assemblies consisting of two or
more instruments in a common housing, seat belts, shoulder harnesses, and
cargo and baggage tiedown equipment, including containers, bins, pallets, etc.,
used in passenger or crew compartments, may not have an average burn rate
greater than 2.5 inches per minute when tested horizontally in accordance with
the applicable portions of this Appendix.
(v) Except for small parts (such as knobs, handles, rollers, fasteners, clips,
grommets, rub strips, pulleys, and small electrical parts) that would not
contribute significantly to the propagation of a fire and for electrical wire and
cable insulation, materials in items not specified in paragraphs (a)(1)(i), (ii), (iii),
or (iv) of Part I of this Appendix may not have a burn rate greater than 4.0
inches per minute when tested horizontally in accordance with the applicable
portions of this Appendix.
(2) Cargo and baggage compartments not occupied by crew or passengers:
[ (i) Removed and reserved.]
(ii) A cargo or baggage compartment defined in Sec. 25.857 as Class B or E
must have a liner constructed of materials that meet the requirements of
paragraph (a)(1)(ii) of Part I of this Appendix and separated from the airplane
structure (except for attachments). In addition, such liners must be subjected to
the 45 degree angle test. The flame may not penetrate (pass through) the
material during application of the flame or subsequent to its removal. The
average flame time after removal of the flame source may not exceed 15
seconds, and the average glow time may not exceed 10 seconds.
(iii) A cargo or baggage compartment defined in Sec. 25.857 as Class B, C, D,
or E must have floor panels constructed of materials which meet the
requirements of paragraph (a)(1)(ii) of Part I of this Appendix and which are
separated from the airplane structure (except for attachments). Such panels
must be subjected to the 45 degree angle test. The flame may not penetrate
(pass through) the material during application of the flame or subsequent to its
47
removal. The average flame time after removal of the flame source may not
exceed 15 seconds, and the average glow time may not exceed 10 seconds.
(iv) Insulation blankets and covers used to protect cargo must be constructed
of materials that meet the requirements of paragraph (a)(1)(ii) of Part I of this
Appendix. Tiedown equipment (including containers, bins, and pallets) used in
each cargo and baggage compartment must be constructed of materials that
meet the requirements of paragraph (a)(1)(v) of Part I of this Appendix.
(3) Electrical system components: Insulation on electrical wire or cable installed
in any area of the fuselage must be self-extinguishing when subjected to the 60
degree test specified in Part I of this Appendix. The average burn length may
not exceed 3 inches, and the average flame time after removal of the flame
source may not exceed 30 seconds. Drippings from the test specimen may not
continue to flame for more than an average of 3 seconds after falling.
(b) Test Procedures:
(1) Conditioning: Specimens must be conditioned to 70 ± 5F., and at 50
percent ± 5 percent relative humidity until moisture equilibrium is reached
or for 24 hours. Each specimen must remain in the conditioning
environment until it is subjected to the flame.
(2) Specimen configuration. Except for small parts and electrical wire and cable
insulation, materials must be tested either as a section cut from a
fabricated part as installed in the airplane or as a specimen simulating a cut
section, such as a specimen cut from a flat sheet of the material or a model
of the fabricated part. The specimen may be cut from any location in a
fabricated part; however, fabricated units, such as sandwich panels, may
not be separated for test. Except as noted below, the specimen thickness
must be no thicker than the minimum thickness to be qualified for use in
the airplane. Test specimens of thick foam parts, such as seat cushions,
must be ½-inch in thickness. Test specimens of materials that must meet
the requirements of paragraph (a)(1)(v) of Part I of this Appendix must be
no more than 1/8-inch in thickness. Electrical wire and cable specimens
must be the same size as used in the airplane. In the case of fabrics, both
the warp and fill direction of the weave must be tested to determine the
most critical flammability condition. Specimens must be mounted in a metal
frame so that the two long edges and the upper edge are held securely
48
during the vertical test prescribed in subparagraph (4) of this paragraph
and the two long edges and the edge away from the flame are held
securely during the horizontal test prescribed in subparagraph (5) of this
paragraph. The exposed area of the specimen must be at least 2 inches
wide and 12 inches long, unless the actual size used in the airplane is
smaller. The edge to which the burner flame is applied must not consist of
the finished or protected edge of the specimen but must be representative
of the actual cross-section of the material or part as installed in the
airplane. The specimen must be mounted in a metal frame so that all four
edges are held securely and the exposed area of the specimen is at least 8
inches by 8 inches during the 45° test prescribed in subparagraph (6) of
this paragraph.
(3) Apparatus: Except as provided in subparagraph (7) of this paragraph, tests
must be conducted in a draft-free cabinet in accordance with Federal Test
Method Standard 191 Model 5903 (revised Method 5902) for the vertical
test, or Method 5906 for horizontal test (available from the General
Services Administration, Business Service Center, Region 3, Seventh & D
Streets, SW., Washington, D.C. 20407). Specimens which are too large for
the cabinet must be tested in similar draft-free conditions.
(4) Vertical test: A minimum of three specimens must be tested and results
averaged. For fabrics, the direction of weave corresponding to the most
critical flammability conditions must be parallel to the longest dimension.
(5) Each specimen must be supported vertically. The specimen must be
exposed to a Bunsen or Tirrill burner with a nominal 3/8-inch I.D. tube
adjusted to give a flame of 1½ inches in height. The minimum flame
temperature measured by a calibrated thermocouple pyrometer in the
center of the flame must be 1550° F. The lower edge of the specimen must
be ¾-inch above the top edge of the burner. The flame must be applied to
the center line of the lower edge of the specimen. For materials covered by
paragraph (a)(1)(i) of Part I of this Appendix, the flame must be applied for
60 seconds and then removed. For materials covered by paragraph
(a)(1)(ii) of Part I of this Appendix, the flame must be applied for 12
seconds and then removed. Flame time, burn length, and flaming time of
drippings, if any, may be recorded. The burn length determined in
49
accordance with subparagraph (7) of this paragraph must be measured to
the nearest tenth of an inch.
(6) Horizontal test. A minimum of three specimens must be tested and the
results averaged. Each specimen must be supported horizontally. The
exposed surface, when installed in the aircraft, must be face down for the
test. The specimen must be exposed to a Bunsen or Tirrill burner with a
nominal 3/8 inch I.D. tube adjusted to give a flame of 1½ inches in height.
The minimum flame temperature measured by a calibrated thermocouple
pyrometer in the center of the flame must be 1550° F. The specimen must
be positioned so that the edge being tested is centered ¾-inch above the
top of the burner. The flame must be applied for 15 seconds and then
removed. A minimum of 10 inches of specimen must be used for timing
purposes, approximately 1½ inches must burn before the burning front
reaches the timing zone, and the average burn rate must be recorded.
(7) Forty-five degree test. A minimum of three specimens must be tested and
the results averaged. The specimens must be supported at an angle of 45°
to a horizontal surface. The exposed surface when installed in the aircraft
must be face down for the test. The specimens must be exposed to a
Bunsen or Tirrill burner with a nominal 3/8 inch I.D tube adjusted to give a
flame of 1½ inches in height. The minimum flame temperature measured
by a calibrated thermocouple pyrometer in the center of the flame must be
1550° F. Suitable precautions must be taken to avoid drafts. The flame
must be applied for 30 seconds with one-third contacting the material at the
center of the specimen and then removed. Flame time, glow time, and
whether the flame penetrates (passes through) the specimen must be
recorded.
(8) Sixty degree test. A minimum of three specimens of each wire specification
(make and size) must be tested. The specimen of wire or cable (including
insulation) must be placed at an angle of 60° with the horizontal in the
cabinet specified in subparagraph (3) of this paragraph with the cabinet
door open during the test, or must be placed within a chamber
approximately 2 feet high by 1 foot by 1 foot, open at the top and at one
vertical side (front), and which allows sufficient flow of air for complete
combustion, but which is free from drafts. The specimen must be parallel to
50
and approximately 6 inches from the front of the chamber. The lower end of
the specimen must be held rigidly clamped. The upper end of the specimen
must pass over a pulley or rod and must have an appropriate weight
attached to it so that the specimen is held tautly throughout the flammability
test. The test specimen span between lower clamp and upper pulley or rod
must be 24 inches and must be marked 8 inches from the lower end to
indicate the central point for flame application. A flame from a Bunsen or
Tirrill burner must be applied for 30 seconds at the test mark. The burner
must be mounted underneath the test mark on the specimen, perpendicular
to the specimen and at an angle of 30° to the vertical plane of the
specimen. The burner must have a nominal bore of 3/8-inch, and must be
adjusted to provide a 3-inch high flame with an inner cone approximately
one-third of the flame height. The minimum temperature of the hottest
portion of the flame, as measured with a calibrated thermocouple
pyrometer, may not be less than 1750° F. The burner must be positioned
so that the hottest portion of the flame is applied to the test mark on the
wire. Flame time, burn length, and flaming time of drippings, if any, must be
recorded. The burn length determined in accordance with paragraph (8) of
this paragraph must be measured to the nearest tenth of an inch. Breaking
of the wire specimens is not considered a failure.
(9) Burn length: Burn length is the distance from the original edge to the
farthest evidence of damage to the test specimen due to flame
impingement, including areas of partial or complete consumption, charring,
or embrittlement, but not including areas sooted, stained, warped, or
discolored, nor areas where material has shrunk or melted away from the
heat source.
51
Part II--Flammability of Seat Cushions.
(a) Criteria for Acceptance. Each seat cushion must meet the following criteria:
(1) At least three sets of seat bottom and seat back cushion specimens must be tested.
(2) If the cushion is constructed with a fire blocking material, the fire blocking material must completely enclose the cushion foam core material.
(3) Each specimen tested must be fabricated using the principal components (i.e., foam core, flotation material, fire blocking material, if used, and dress covering) and assembly processes (representative seams and closures) intended for use in the production articles. If a different material combination is used for the back cushion than for the bottom cushion, both material combinations must be tested as complete specimen sets, each set consisting of a back cushion specimen and a bottom cushion specimen. If a cushion, including outer dress covering, is demonstrated to meet the requirements, of this Appendix using the oil burner test, the dress covering of that cushion may be replaced with a similar dress covering provided the burn length of the replacement covering, as determined by the test specified in [Sec. 25.853(c),] does not exceed the corresponding burn length of the dress covering used on the cushion subjected to the oil burner test.
(4) For at least two-thirds of the total number of specimen sets tested, the burn length from the burner must not reach the side of the cushion opposite the burner.
The burn length must not exceed 17 inches. Burn length is the perpendicular distance from the inside edge of the seat frame closest to the burner to the farthest evidence of damage to the test specimen due to flame impingement, including areas of partial or complete consumption, charring, or embrittlement, but not including areas sooted, stained, warped, or discolored, or areas where material has shrunk or melted away from the heat source.
(5) The average percentage weight loss must not exceed 10 percent. Also, at least two-thirds of the total number of specimen sets tested must not exceed 10 percent weight loss. All droppings falling from the cushions and mounting stand are to be discarded before the after-test weight is determined. The percentage weight loss for a specimen set is the weight of the specimen set before testing less the weight of the specimen set after testing expressed as the percentage of the weight before testing. (b) Test Conditions. Vertical air velocity should average 25 fpm ± 10 fpm at the top of the back seat cushion. Horizontal air velocity should be below 10 fpm just above the bottom seat cushion. Air velocities should be measured with the ventilation hood operating and the burner motor off.
(c) Test Specimens.
(1) For each test, one set of cushion specimens representing a seat bottom and seat back cushion must be used.
52
(2) The seat bottom cushion specimen must be 18±1/8 inches (457±3 mm) wide by 20±1/8 inches (508±3 mm) deep by 4±1/8 inches (102±3 mm) thick, exclusive of fabric closures and seam overlap.
(3) The seat back cushion specimen must be 18±1/8 inches (432±3 mm) wide by 25±1/8 inches (635±3 mm) high by 2±1/8 inches (51±3 mm) thick, exclusive of fabric closures and seam overlap.
(4) The specimens must be conditioned at 70±5°F (21±2°C) 55% ± 10% relative humidity for at least 24 hours before testing.
(d) Test Apparatus. The arrangement of the test apparatus is shown in Figures 1 through 5 and must include the components described in this section. Minor details of the apparatus may vary, depending on the model burner used.
(1) Specimen Mounting Stand. The mounting stand for the test specimens consists of steel angles, as shown in Figure 1. The length of the mounting stand legs is 12±1/8 inches (305±3 mm). The mounting stand must be used for mounting the test specimen seat bottom and seat back, as shown in Figure 2. The mounting stand should also include a suitable drip pan lined with aluminium foil, dull side up.
(2) Test Burner. The burner to be used in testing must—
(i) Be a modified gun type;
(ii) Have an 80-degree spray angle nozzle nominally rated for 2.25 gallons/hour at 100 psi;
(iii) Have a 12-inch (305 mm) burner cone installed at the end of the draft tube, with an opening 6 inches (152 mm) high and 11 inches (280 mm) wide, as shown in Figure 3; and
(iv) Have a burner fuel pressure regulator that is adjusted to deliver a nominal 2.0 gallon/hour of #2 Grade kerosene or equivalent required for the test.
Burner models which have been used successfully in testing are the Lenox Model OB-32, Carlin Model 200 CRD, and Park Model DPL 3400. FAA published reports pertinent to this type of burner are: (1) Powerplant Engineering Report No. 3A, Standard Fire Test Apparatus and Procedure for Flexible Hose Assemblies, dated March 1978; and (2) Report No. DOT/FAA/RD/76/213, Reevaluation of Burner Characteristics for Fire Resistance tests, dated January 1977.
(3) Calorimeter.
(i) The calorimeter to be used in testing must be a (0-15.0 BTU/ft2-sec. 0-17.0 W/cm2) calorimeter, accurate ±3%, mounted in a 6-inch by 12-inch (152 by 305 mm) by 3/4-inch (19 mm) thick calcium silicate insulating board which is attached to a steel angle bracket for placement in the test stand during burner calibration, as shown in figure 4.
(ii) Because crumbling of the insulating board with service can result in misalignment of the calorimeter, the calorimeter must be monitored and the
53
mounting shimmed, as necessary, to ensure that the calorimeter face is flush with the exposed plane of the insulating board in a plane parallel to the exit of the test burner cone.
(4) Thermocouples. The seven thermocouples to be used for testing must be 1/16 to 1/8-inch metal sheathed, ceramic packed, type K, grounded thermocouples with a nominal 22 to 30 American wire gage (AWG)-size conductor. The seven thermocouples must be attached to a steel angle bracket to form a thermocouple rake for placement in the test stand during burner calibration, as shown in Figure 5.
(5) Apparatus Arrangement. The test burner must be mounted on a suitable stand to position the exit of the burner cone a distance of 4±1/8 inches (102 ±3 mm) from one side of the specimen mounting stand. The burner stand should have the capability of allowing the burner to be swung away from the specimen mounting stand during warmup periods.
(6) Data Recording. A recording potentiometer or other suitable calibrated instrument with an appropriate range must be used to measure and record the outputs of the calorimeter and the thermocouples.
(7) Weight Scale. Weighing Device--A device must be used that with proper procedures may determine the before and after test weights of each set of seat cushion specimens within 0.02 pound (9 grams). A continuous weighing system is preferred.
(8) Timing Device. A stopwatch or other device (calibrated to ± 1 second) must be used to measure the time of application of the burner flame and self-extinguishing time or test duration.
e) Preparation of Apparatus. Before calibration, all equipment must be turned on and the burner fuel must be adjusted as specified in paragraph (d)(2).
(f) Calibration. To ensure the proper thermal output of the burner, the following test must be made:
(1) Place the calorimeter on the test stand as shown in Figure 4 at a distance of 4 ±1/8inches (102 ±3 mm) from the exit of the burner cone.
(2) Turn on the burner, allow it to run for 2 minutes for warmup, and adjust the burner air intake damper to produce a reading of 10.5 ±0.5 BTU/ft2 -sec. (11.9 ±0.6 w/cm2 ) on the calorimeter to ensure steady state conditions have been achieved.
Turn off the burner.
(3) Replace the calorimeter with the thermocouple rake (Figure 5).
(4) Turn on the burner and ensure that the thermocouples are reading 1900 ±100 °F (1038 ±38 °C) to ensure steady state conditions have been achieved.
54
(5) If the calorimeter and thermocouples do not read within range, repeat steps in paragraphs 1 through 4 and adjust the burner air intake damper until the proper readings are obtained. The thermocouple rake and the calorimeter should be used frequently to maintain and record calibrated test parameters. Until the specific apparatus has demonstrated consistency, each test should be calibrated. After consistency has been confirmed, several tests may be conducted with the pre-test calibration before and a calibration check after the series.
(g) Test Procedure. The flammability of each set of specimens must be tested as follows:
(1) Record the weight of each set of seat bottom and seat back cushion specimens to be tested to the nearest 0.02 pound (9 grams).
(2) Mount the seat bottom and seat back cushion test specimens on the test stand as shown in Figure 2, securing the seat back cushion specimen to the test stand at the top.
(3) Swing the burner into position and ensure that the distance from the exit of the burner cone to the side of the seat bottom cushion specimen is 4 ±1/8inches (102 ±3 mm).
(4) Swing the burner away from the test position. Turn on the burner and allow it to run for 2 minutes to provide adequate warmup of the burner cone and flame stabilization.
(5) To begin the test, swing the burner into the test position and simultaneously start the timing device.
(6) Expose the seat bottom cushion specimen to the burner flame for 2 minutes and then turn off the burner. Immediately swing the burner away from the test position. Terminate test 7 minutes after initiating cushion exposure to the flame by use of a gaseous extinguishing agent (i.e., Halon or CO2).
(7) Determine the weight of the remains of the seat cushion specimen set left on the mounting stand to the nearest 0.02 pound (9 grams) excluding all droppings.
(h) Test Report. With respect to all specimen sets tested for a particular seat cushion for which testing of compliance is performed, the following information must be recorded:
(1) An identification and description of the specimens being tested.
(2) The number of specimen sets tested.
(3) The initial weight and residual weight of each set, the calculated percentage weight loss of each set, and the calculated average percentage weight loss for the total number of sets tested.
(4) The burn length for each set tested.
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Part III--Test Method to Determine Flame Penetration Resistance of Cargo
Compartment Liners.]
[(a) Criteria for Acceptance.
(1) At least three specimens of cargo compartment sidewall or ceiling liner
panels must be tested.
(2) Each specimen tested must stimulate the cargo compartment sidewall or
ceiling liner panel, including any design features, such as joints, lamp
assemblies, etc., the failure of which would affect the capability of the liner
to safety contains a fire.
(3) There must be no flame penetration of any specimen within 5 minutes after
application of the flame source, and the peak temperature measured at 4
inches above the upper surface of the horizontal test sample must not
exceed 400° F.
(b) Summary of Method. This method provides a laboratory test procedure for
measuring the capability of cargo compartment lining materials to resist flame
penetration with a 2 gallon per hour (GPH) #2 Grade kerosene or equivalent
burner fire source. Ceiling and sidewall liner panels may be tested individually
provided a baffle is used to simulate the missing panel. Any specimen that
passes the test as a ceiling liner panel may be used as a sidewall liner panel.
(c) Test Specimens.
(1) The specimen to be tested must measure 16 ± inches (406 ± 3 mm) by
24 ± inches (610 ± mm).
(2) The specimens must be conditioned at 70° F. ± 5° F. (21°C. ± 2°C.) and
55% ± 5% humidity for at least 24 hours before testing.
(d) Test Apparatus. The arrangement of the test apparatus, which is shown in
Figure 3 of Part II and Figure 1 through 3 of this Part of Appendix F, must
include the components described in this section. Minor details of the
apparatus may vary, depending on the model of the burner used.
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(1) Specimen Mounting Stand. The mounting stand for the test specimens
consists of steel angles as shown in Figure 1.
(2) Test Burner. The burner to be used in testing must—
(i) Be a modified gun type.
(ii) Use a suitable nozzle and maintain fuel pressure to yield a 2 GPH fuel flow.
For example: an 80 degree nozzle nominally rated at 2.25 GPH and operated
at 85 pounds per square inch (PSI) gage to deliver 2.03 GPH.
(iii) Have a 12 inch (305 mm) burner extension installed at the end of the draft
tube with an opening 6 inches (152 mm) high and 11 inches (280 mm) wide as
shown in Figure 3 of Part II of this Appendix.
(iv) Have a burner fuel pressure regulator that is adjusted to deliver a nominal
2.0 GPH of #2 Grade kerosene or equivalent.
Burner models which have been used successfully in testing are the Lenox
Model OB-32, Carlin Model 200 CRD and park Model DPL. The basic burner is
described in FAA Powerplant Engineering Report No. 3A, Standard Fire Test
Apparatus and Procedures for Flexible Hose Assemblies, dated March 1978;
however, the test setting specified in this Appendix differ in some instances
from those specified in the report.
(3) Calorimeter.
(i) The calorimeter to be used in testing must be a total heat flux Foil Type
Gardon Gage of an appropriate range (approximately 0 to 15.0 British thermal
unit (BTU) per ft.2 sec., 0-17.0 watts/cm2). The calorimeter must be mounted in
a 6 inch by 12 inch (152 by 305 mm) by inch (19 mm) thick insulating block
which is attached to a steel angle bracket for placement in the test stand during
burner calibration as shown in Figure 2 of the Part of this Appendix.
(ii) The insulating block must be monitored for deterioration and the mounting
shimmed as necessary to ensure that the calorimeter face is parallel to the exit
plane of the test burner cone.
(4) Thermocouples. The seven thermocouples to be used for testing must be
inch ceramic sheathed, type K, grounded thermocouples with a nominal 30
American wire gage (AWG) size conductor. The seven thermocouples must be
attached to a steel angle bracket to form a thermocouple rake for placement in
the stand during burner calibration as shown in Figure 3 of this Part of this
57
Appendix.
(5) Apparatus Arrangement. The test burner must be mounted on a suitable
stand to position the exit of the burner cone a distance of 8 inches from the
ceiling liner panel and 2 inches from the sidewall liner panel. The burner stand
should have the capability of allowing the burner to be swung away from the
test specimen during warm-up periods.
(6) Instrumentation. A recording potentiometer or other suitable instrument with
an appropriate range must be used to measure and record the outputs of the
calorimeter and the thermocouples.
(7) Timing Device. A stopwatch or other device must be used to measure the
time of flame application and the time of flame penetration, if it occurs.
(e) Preparation of Apparatus. Before calibration, all equipment must be turned
on and allowed to stabilize, and the burner fuel flow must be adjusted as
specified in paragraph (d)(2).
(f) Calibration. To ensure the proper thermal output of the burner the following
test must be made:
(1) Remove the burner extension from the end of the draft tube. Turn on the
blower portion of the burner without turning the fuel or igniters on. Measure the
air velocity using a hot wire anemometer in the center of the draft tube across
the face of the opening. Adjust the damper such that the air velocity is in the
range of 1550 to 1800 ft./min. If tabs are being used at the exit of the draft
tube, they must be removed prior to this measurement. Reinstall the draft tube
extension cone.
(2) Place the calorimeter on the test stand as shown in Figure 2 at a distance
of 8 inches (203 mm) from the exit of the burner cone to simulate the position
of the horizontal test specimen.
(3) Turn on the burner, allow it to run for 2 minutes for warm-up, and adjust the
damper to produce a calorimeter reading of 8.0 ± 0.5 BTU per ft.2 sec. (9.1 ±
0.6 Watts/cm2).
(4) Replace the calorimeter with the thermocouples rake (see Figure 3).
(5) Turn on the burner an ensure that each of the seven thermocouples reads
1700°F. ± 100°F. (927°C. ± 38°C.) to ensure steady state conditions have been
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achieved. If the temperature is out of this range, repeat steps 2 through 5 until
proper readings are obtained.
(6) Turn off the burner and remove the thermocouple rake.
(7) Repeat (1) to ensure that the burner is in the correct range.
(g) Test Procedure.
(1) Mount a thermocouple of the same type as that used for calibration at a
distance of 4 inches (101 mm) above the horizontal (ceiling) test specimen.
The thermocouple should be centered over the burner cone.
(2) Mount the test specimen on the test stand shown in Figure 1 in either the
horizontal or vertical position. Mount the insulating material in the other
position.
(3) Position the burner so that flame will not impinge on the specimen, turn the
burner on, and allow it to run for 2 minutes. Rotate the burner to apply the
flame to the specimen and simultaneously start the timing device.
(4) Expose the test specimen to the flame for 5 minutes and then turn off the
burner. The test may be terminated earlier if flame penetration is observed.
(5) When testing ceiling liner panels, record the peak temperature measured 4
inches above the sample.
(6) Record the time at which flame penetration occurs if applicable.
(h) Test Report. The test report must include the following:
(1) A complete description of the materials tested including type, manufacturer,
thickness, and other appropriate data.
(2) Observations of the behavior of the test specimens during flame exposure
such as delamination, resin ignition, smoke, etc., including the time of such
occurrence.
(3) The time at which flame penetration occurs, if applicable, for each of three
specimens tested.
(4) Panel orientation (ceiling or sidewall.)
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Part IV--Test Method to Determine the Heat Release Rate From Cabin
Materials Exposed to Radiant Heat
(a) Summary of Method. (1) The specimen to be tested is injected into an environmental chamber through which a constant flow of air passes. The specimen's exposure is determined by a radiant heat source adjusted to produce the desired total heat flux on the specimen of 3.5 W/cm2, using a calibrated calorimeter. The specimen is tested so that the exposed surface is vertical. Combustion is initiated by piloted ignition. The combustion products leaving the chamber are monitored in order to calculate the release rate of heat. (b) Apparatus. The Ohio State University (OSU) rate of heat release apparatus as described below, is used. This is a modified version of the rate of heat release apparatus standardized by the American Society of Testing and Materials (ASTM), ASTM E-906. (1) This apparatus is shown in Figures 1A. All exterior surfaces of the apparatus, except the holding chamber, must be insulated with 25 mm thick, low density, high temperature, fiberglass board insulation. A gasketed door through which the sample injection rod slides forms an airtight closure on the specimen hold chamber. (2) Thermopile. [The temperature difference between the air entering the environmental chamber and that leaving is monitored by a thermopile having five hot and five cold, 24 gauge Chromel-Alumel junctions. The hot junctions are spaced across the top of the exhaust stack, 10mm below the tope of the chimney. One thermocouple is located in the geometric center, with the other four located 30mm from the center along the diagonal toward each of the corners (Figure 5). The cold junctions are located in the pan below the lower air distribution plate (see paragraph (b)(4)). Thermopile hot junctions must be cleared of soot deposits as needed to maintain the calibrated sensitivity.] (i) Thermal Inertia Compensator. A compensator tab is made from 0.55mm stainless steel sheet, 10 by 20mm. An 800 length of 24 gauge Chromel-Alumel, glass insulated, duplex thermocouple wire is welded or silver soldered to the tab as shown in Figure 2, and the wire bent back so that it is flush against the metal surface. (ii) The compensator tab must be mounted on the exhaust stack as shown in Figure 3 using a 6-32 round head machine screw, 23mm long. Add small (approximately 4.5mm O.D., 9mm O.D.) washers between the head of the machine screw and the compensator tab to give the best response to a square wave input. (One or two washers should be adequate.) The "sharpness" of the square wave can be increased by changing the ratio of the output from the thermopile and compensator thermocouple which is fed to the recorder. The ratio is changed by adjusting the 1-K ohm variable resistor (R1) of the thermopile bleeder shown in Figure 4. When adjusting compensation, keep R1 as small as possible. Adjustment of the compensator must be made during calibration (see paragraph (c)(1)) at a heat release rate of 7.0 plus or minus 0.5 kW. (iii) Adjust the washers and the variable resistor (R1) so that 90 percent of full scale response is obtained in 8 to 10 seconds. There must be no overshoot, as shown in
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Figure 5A. If an insufficient number of washers is added, or R1 is too small, the output with square wave input will look like Figure 5B; if too many washers are added and R1 is too large, the output will look like Figure 5A. (iv) Subtract the output of the compensator from the thermopile. The junctions enclosed in the dotted circle of Figure 4 are kept at the same constant temperature by electrically insulating the junctions and placing them on the pipe carrying air to the manifold, then covering them and the pipe with thermal insulation. (v) Thermopile hot junctions must be cleared of soot deposits on a daily basis during periods of testing. (3) Radiation Source. [A radiant heat source for generating a flux up to 100 kW/m2,
using four silicone carbide elements, Type LL, 20 inches (50.8 cm) long by inch (1.54 cm) O.D., nominal resistance 1.4 ohms, is shown in Figures 2A and 2B. The silicone carbide elements are mounted in the stainless steel panel box by inserting them through 15.9mm holes in 0.8mm thick ceramic fiber board. Location of the holes in the pads and stainless steel cover plates are shown in Figure 2B. The diamond shaped mask of 24-gauge stainless steel is added to provide uniform heat flux over the area occupied by the 150 by 150mm vertical sample.] (4) Air Distribution System. The air entering the environmental chamber is distributed by a 6.3 mm thick aluminum plate having eight, No. 4 drill-holes, 51 mm from sides on 102 mm centers, mounted at the base of the environmental chamber. A second plate of 18 gauge steel having 120, evenly spaced, No. 28 drill holes is mounted 150 mm above the aluminum plate. A well-regulated air supply is required. The air supply manifold at the base of the pyramidal section has 48, evenly spaced, No. 26 drill holes located 10 mm from the inner edge of the manifold so that 0.03 m3/second of air flows between the pyramidal sections and 0.01 m3/second flows through the environmental chamber when total air flow to apparatus is controlled at 0.04 m3/second. (5) Exhaust Stack. An exhaust stack, 133mm by 70mm in cross section, and 254mm long, fabricated from 28 gauge stainless steel, is mounted on the outlet of the pyramidal section. A 25mm by 76mm plate of 31 gauge stainless steel is centered inside the stack, perpendicular to the air flow, 75mm above the base of the stack. [(6) Specimen Holders. The 150 mm x 150 mm specimen is tested in a vertical orientation. The holder (Figure 3) is provided with a specimen holder frame, which touches the specimen (which is wrapped with aluminum foil as required by paragraph (d)(3) of this part) along only the 6 mm perimeter, and a "V" shaped spring to hold the assembly together. A detachable 12 mm X 12 mm X 150 mm drip pan and two .020-inch stainless steel wires (as shown in Figure 3) should be used for testing of materials prone to melting and dripping. The positioning of the spring and frame may be changed to accommodate different specimen thicknesses by inserting the retaining rod in different holes on the specimen holder. Since the radiation shield described in ASTM E-906 is not used, a guide pin is added to the injection mechanism. This fits into a slotted metal plate on the injection mechanism outside of the holding chamber and can be used to provide accurate positioning of the specimen face after injection. The front surface of the specimen shall be 100mm from the closed radiation doors after injection. The specimen holder clips onto the mounted bracket (Figure 3). The mounting bracket is attached to the injection rod by three screws which pass through a wide area washer welded onto a ½ -inch nut. The end of the injection rod is threaded to
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screw into the nut, and a .020 inch thick wide area washer is held between two ½-inch nuts which are adjusted to tightly cover the hole in the radiation doors through which the injection rod or calibration calorimeter pass. (7) Calorimeter. A total-flux flush calorimeter must be mounted in the center of a ½-inch Kaowool "M" board inserted in the sample holder to measure the total heat flux. The calorimeter must have a view angle of 180 degrees and be calibrated for incident flux. The calorimeter calibration must be acceptable to the Administrator. (8) Pilot-Flame Positions. Pilot ignition of the specimen must be accomplished by simultaneously exposing the specimen to a lower pilot burner and an upper pilot burner, as described in paragraph (b)(8)(i) and (b)(8)(ii), respectively. The pilot burner must remain lighted for the entire 5-minute duration of the test. (i) Lower Pilot Burner. The pilot-flame tubing must be 6.3mm O.D., 0.8mm wall, stainless steel tubing. A mixture of 120 cm3/min. of methane and 850 cm3/min. of air must be fed to the lower pilot flame burner. The normal position of the end of the pilot burner tubing is 10 mm from and perpendicular to the exposed vertical surface of the specimen. The centerline at the outlet of the burner tubing must intersect the vertical centerline of the sample at a point 5mm above the lower exposed edge of the specimen.] (ii) Upper Pilot Burner. The pilot burner must be a straight length of 6.3mm O.D., 0.8mm wall, stainless steel tubing is 360mm long. One end of the tubing shall be closed, and three No. 40 drill holes shall be drilled into the tubing, 60mm apart, for gas ports, all radiating in the same direction. The first hole must be 5mm from the closed end of the tubing. The tube is inserted into the environmental chamber through a 6.6mm hole drilled 10mm above the upper edge of the window frame. The tube is supported and positioned by an adjustable "Z" shaped support mounted outside the environmental chamber, above the viewing window. The tube is positioned above and 20mm behind the exposed upper edge of the specimen. The middle hole must be in the vertical plane perpendicular to the exposed surface of the specimen which passes through its vertical centerline and must be pointed toward the radiation source. The gas supplied to the burner must be methane adjusted to produce flame lengths of 25mm. (c) Calibration of Equipment.--(1) Heat Release Rate. [A burner as shown in Figure 4 must be placed over the end of the lower pilot flame tubing using a gas tight connection. The flow of gas to the pilot flame must be at least 99 percent methane and must be accurately metered. Prior to usage, the wet test meter is properly leveled and filled with distilled water to the tip of the internal pointer while no gas is flowing. Ambient temperature and pressure of the water are based on the internal wet test meter temperature. A baseline flow rate of approximately 1 liter/min is set and increased to higher preset flows of 4, 6, 8, 6, and 4 liters/min. The rate is determined by using a stopwatch to time a complete revolution of the wet test meter for both the baseline and higher flow, with the flow returned to baseline before changing to the next higher flow. The thermopile baseline voltage is measured. The gas flow to the burner must be increased to the higher preset flow and allowed to burn for 2.0 minutes, and the thermopile voltage must be measured. The sequence is repeated until all five values have been determined. The average of the five values must be used as the calibration factor. The procedure must be repeated if the percent relative standard deviation is greater than 5 percent. Calculations are shown in paragraph (f).]
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(2) Flux Uniformity. Uniformity of flux over the specimen must be checked periodically and after each heating element change to determine if it is within acceptable limits of plus or minus 5 percent. (d) Sample Preparation. [ (1) The standard size for vertically mounted specimens is 150 X 150 mm with thickness up to 45 mm).] (2) Conditioning. Specimens must be conditioned as described in Part 1 of this Appendix. (3) Mounting. Only one surface of a specimen will be exposed during a test. A single layer of 0.025mm aluminum foil is wrapped tightly on all exposed sides. (e) Procedure (1) The power supply to the radiant panel is set to produce a radiant flux of 3.5 W/cm2. The flux is measured at the point which the center of the specimen surface will occupy when positioned for test. The radiant flux is measured after the air flow through the equipment is adjusted to the desired rate. The sample should be tested in its end use thickness. (2) The pilot flames are lighted and their position, as described in paragraph (b)(8), is checked. (3) The air flow to the equipment is set at 0.04 plus or minus 0.001 m3/s at atmospheric pressure. Proper air flow may be set and monitored by either: (1) An orifice meter designed to produce a pressure drop of at least 200mm of the manometric fluid, or by (2) a rotometer (variable orifice meter) with a scale capable of being read to plus or minus 0.0004 m3/s. The stop on the vertical specimen holder rod is adjusted so that the exposed surface of the specimen is positioned 100mm from the entrance when injected into environmental chamber. (4) The specimen is placed in the hold chamber with the radiation doors closed. The airtight outer door must be secured, and the recording devices must be started. The specimen must be retained in the hold chamber for 60 seconds, plus or minus 10 seconds, before injection. The thermopile "zero" value must be determined during the last 20 seconds of the hold period (5) When the specimen is to be injected, the radiation doors are opened, the specimen is injected into the environmental chamber, and the radiation doors are closed behind the specimen. (6) [[Reserved.]] (7) [Injection of the specimen and closure of the inner door marks time zero. A record of the thermopile output with at least one data point per second must be made during the time the specimen is in the environmental chamber.] (8) The test duration is five minutes. (9) A minimum of three specimens must be tested. (f) Calculations. (1) The calibration factor is calculated as follows:
F0 = flow of methane at baseline (1pm) F1 = higher preset flow of methane (1pm) V0 = thermopile voltage at baseline (mv) V1 = Thermopile voltage at higher flow (mv) Ta = Ambient temperature (K) P = Ambient pressure (mm Hg)
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PV = Water vapor pressure (mm Hg) [(2) Heat release rates may be calculated from the reading of the thermopile output voltage at any instant of time as:
HRR = Heat release Rate kw/m2
Vm = measured thermopile voltage (mv)
Kh = Calibration Factor (Kw/mv)]
(3) The integral of the heat release rate is the total heat release as a function of
time and is calculated by multiplying the rate by the data sampling frequency in
minutes and summing the time from zero to two minutes.
(g) Criteria. The total positive heat release over the first two minutes of exposure
for each of the three or more samples tested must be averaged, and the peak heat
release rate for each of the samples must be averaged, and the peak heat release
rate for each of the samples tested must be averaged, and the peak heat release
rate for each of the samples must be averaged. The average total heat release
must not exceed 65 kilowatt-minutes per square meter, and the average peak heat
release rate must not exceed 65 kilowatts per square meter.
(h) Report. The test report must include the following for each specimen tested:
(1) Description of the specimen.
(2) Radiant heat flux to the specimen, expressed in W/cm2.
(3) Data giving release rates of heat (in kW/m2 ) as a function of time, either
graphically or tabulated at intervals no greater than 10 seconds. The calibration
factor (kn) must be recorded.
(4) If melting, sagging, delaminating, or other behavior that affects the exposed
surface area or the mode of burning occurs, these behaviors must be reported,
together with the time at which such behaviors were observed.
(5) The peak heat release and the 2-minute integrated heat release rate must be
reported.
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Part V--Test Method to Determine the Smoke Emission Characteristics of
Cabin Materials]
[(a) Summary of Method. The specimen must be constructed, conditioned, and
tested in the flaming mode in accordance with American Society of Testing and
Materials (ASTM) Standard Test Method ASTM F814-83.
(b) Acceptance Criteria. The specific optical smoke density (DS), which is obtained
by averaging the reading obtained after 4 minutes with each of the three
specimens, shall not exceed 200.]
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