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AE 213 - ESTABILIDADE DE ESTRUTURAS AERONÁUTICAS
Capítulo 3Capítulo 3
FLAMBAGEM TORSIONAL DE COLUNAS
AE 213 - ESTABILIDADE DE ESTRUTURAS AERONÁUTICAS
Flambagem Torsional de ColunasFlambagem Torsional de Colunas
AE 213 - ESTABILIDADE DE ESTRUTURAS AERONÁUTICAS
Torsão de St. VenantTorsão de St. Venant
dzdGJT
iiitbJ 3
31
AE 213 - ESTABILIDADE DE ESTRUTURAS AERONÁUTICAS
Torsão Não-UniformeTorsão Não-Uniforme
3
3
dzdETw
Restrição ao empenamento resulta num sistema auto-equilibrado de tensões axiais: Bi-momento
3
3
dzdE
dzdGJT wSV TTT
AE 213 - ESTABILIDADE DE ESTRUTURAS AERONÁUTICAS
Energia de Deformação de TorsãoEnergia de Deformação de Torsão
Torsão de St. Venant
TddU SV 21
dzGJTdUdz
GJTd SV
2
21
dzdzdGJdU SV
2
21
dzdzdGJU
L
SV
2
021
Torsão Não-Uniforme
dzdzdEU
L
W
2
0 2
2
21
3
3
dzdETw
Torsão Total
dzdzdEdz
dzdGJU
LL2
0 2
22
0 21
21
AE 213 - ESTABILIDADE DE ESTRUTURAS AERONÁUTICAS
Cinemática da Flambagem TorsionalCinemática da Flambagem Torsional
A b dAV dz
dzvd
dzuddzvdudds
212221222 1
LSdz
dzvd
dzudSds
0
22
01
21
21
L
b dzdzvd
dzudLS
0
22
21
AE 213 - ESTABILIDADE DE ESTRUTURAS AERONÁUTICAS
Potencial da Carga AxialPotencial da Carga Axial
cos ; sen rbra
xryr cossen e
xbya e
xvvyuu ;
L
b dzdzd
dzdvx
dzd
dzduy
dzdyx
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222
22
2221
L
AdAdz
dzd
dzdvx
dzd
dzduy
dzdyx
dzdv
dzduV
0
222
22
2221
AE 213 - ESTABILIDADE DE ESTRUTURAS AERONÁUTICAS
Potencial Total para Flambagem TorsionalPotencial Total para Flambagem Torsional
L
AdAdz
dzd
dzdvx
dzd
dzduy
dzdyx
dzdv
dzduV
0
222
22
2221
A AAA
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2200
Ldz
dzd
dzdvx
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dzduy
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22
222
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L
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2
0 2
22
0
2
0 2
22
0 2
2
21
21
21
21
AE 213 - ESTABILIDADE DE ESTRUTURAS AERONÁUTICAS
Flambagem Flexo-TorsionalFlambagem Flexo-Torsional
0
0
0
2
2
02
2
02
22
02
2
2
2
2
2
02
2
2
2
2
2
2
2
02
2
2
2
2
2
dzvdPx
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dzdPr
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dzd
dzdE
dzd
dzdPx
dzvdP
dzvdEI
dzd
dzdPy
dzudP
dzudEI
dzd
x
y
Equações de Euler - Equilíbrio
AE 213 - ESTABILIDADE DE ESTRUTURAS AERONÁUTICAS
Flambagem Flexo-TorsionalFlambagem Flexo-Torsional
0ou 0''')'"()''(
0ou 0'')'"(
0ou 0'')'"(0'ou 0"0'vou 0"
0'ou 0"
002
0
0
0
vPxuPyPrEGJ
vPxPvvEI
uPyPuuEIE
vEI
uuEI
y
y
x
y
Possíveis Condições de Contorno
AE 213 - ESTABILIDADE DE ESTRUTURAS AERONÁUTICAS
Solução para Coluna Simplesmente ApoiadaSolução para Coluna Simplesmente Apoiada
sen ; sen ; sen 121 LzC
LzCv
LzCu
Lzdzd
dzvd
dzud
Lzvu
e 0 em 0
e 0 em 0
2
2
2
2
2
2
0320312
2
22
0232
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221
2221CC
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xx
0320312
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22
21
2
22CC 4
PxCCPyCCPPrCPPPPL
πVU xy
Rayleigh-Ritz
AE 213 - ESTABILIDADE DE ESTRUTURAS AERONÁUTICAS
Solução para Coluna Simplesmente ApoiadaSolução para Coluna Simplesmente Apoiada
0
se, somente e se , be, sejam quequaisquer
0
321
321
33
22
11
CVU
CVU
CVU
CCC
CC
VUCC
VUCC
VUVU
000
00
3
2
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0
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x
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20
2
20
20
2
r
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2
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22
2
2
2 1 ; ; LEGJ
rP
LEI
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yy
xx
AE 213 - ESTABILIDADE DE ESTRUTURAS AERONÁUTICAS
Solução para Coluna Simplesmente ApoiadaSolução para Coluna Simplesmente Apoiada
20
20
20
2
2
20
0
2
20
1
20
20
2022
012
23
ou centróide, ao relação empolar giração de raio o é onde e
1onde , 0
yxrA
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r
PPPrra
PPPPPrra
PPPrPyPxr
a
aPaPaP
yx
yx
yxyx
yxxy
320211
223
1
2
2279541 ; 3
31 ; cos
34cos,
32cos,
3cosmin onde
, 3
2
aaaaHaaDDH
S
aDSPcr
AE 213 - ESTABILIDADE DE ESTRUTURAS AERONÁUTICAS
Coluna de Seção com um Eixo de SimetriaColuna de Seção com um Eixo de Simetria
020
20
2
rxPPPPPPP xy
2
0
0
2
2
1 com
421
rxk
PkPPPPPk
P
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PP
xxxFT
yycr
AE 213 - ESTABILIDADE DE ESTRUTURAS AERONÁUTICAS
Flambagem Inelástica e Outras C. de ContornoFlambagem Inelástica e Outras C. de Contorno
2
2
20
2
2
2
2 1 ; ;
LΓEJG
rP
LIE
PL
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y
yty
x
xtx
O cálculo da carga crítica deve ser feito por um processo iterativo:a) suponha a coluna falhando no regime elástico: E, Gb) use as Eqs. (3.38), (3.31) e (3.32) para achar Pcr
c) calcule as tensões normais e de cisalhamento: fn = Pc r/ A, fs = fn / 2 (lembra do círculo de Mohr? A tensão máxima de cisalhamento para um estado uniaxial de tensão normal é a metade desta!)
d) calcule Et e Gt aplicáveis nestes níveis de tensão (o modelo de Ramberg-Osgood pode ser utilizado para este fim) e reinicie de b)
O processo pode ser terminado quando a diferença relativa entre cargas críticas calculadas em dois passos sucessivos for menor do que 2%.
AE 213 - ESTABILIDADE DE ESTRUTURAS AERONÁUTICAS
Tratamento de Caso PráticoTratamento de Caso Prático
AE 213 - ESTABILIDADE DE ESTRUTURAS AERONÁUTICAS
Constante Elástica em TorçãoConstante Elástica em Torção
WLIEk
LIEK
IEMLL
LxL
IEMx
st
stst
st
stst
stst
stst
st
st
stst
12 12
12
2 346
)(2
KM
AE 213 - ESTABILIDADE DE ESTRUTURAS AERONÁUTICAS
Constante Elástica em Translação - kConstante Elástica em Translação - kxx
xttotal
totalx
KP
KP
stst
stst
stst
st
st
stt
EAPLL
EAP
LE
L
422
22
stst
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IEPeL
12
stst
st
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12
2
2
2
312
3
12
eAIWLIAEk
eAILIAEK
ststst
stststx
ststst
stststx
AE 213 - ESTABILIDADE DE ESTRUTURAS AERONÁUTICAS
Constante Elástica em Translação - kConstante Elástica em Translação - kyy
stst
st
IEPL
48
3
33
48 48
st
ststy
st
ststy WL
IEkL
IEK
cossen ; sencos yxyyxx kkkkkk
AE 213 - ESTABILIDADE DE ESTRUTURAS AERONÁUTICAS
Estabilidade Flexo-Torsional GeneralizadaEstabilidade Flexo-Torsional Generalizada
AE 213 - ESTABILIDADE DE ESTRUTURAS AERONÁUTICAS
Solução - SímbolosSolução - Símbolos
),
),
),
),
,
),(
),,
),,
,,
20
20
2200
2
00
2 Nota vejam (in oempenament de Constante
m (in VenantSt. de torsão de Constante
N/m (lb/in tocisalhamen de tangente módulo
N/m (lb/in tangente módulo
1) Nota veja - nal(adimensio coluna da flambagem de modo do ondas-semi de número
m) (in, torsão em flambagem para coluna da efetivo ocompriment
m) (in, flexão em flambagem para coluna da efetivo ocompriment m) (in, tocisalhamen de centro ao relação em polar giração de raio
m) (in, centróide ao relação em polar giraçao de raio
m in ltransversa seção da área
m (in inércia de principais momentos
N/rad) lb/rad, ocompriment de unidade por torsional rigidez
N/m (lb/in ocompriment de unidade por naltranslacio rigidez
m) (in, elásticas restrições das fixação de ponto do scoordenada m) (in, tocisalhamen de centro do scoordenada
66
44
22
22
22
44
22
Γ
J
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E
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L
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II
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RR
AE 213 - ESTABILIDADE DE ESTRUTURAS AERONÁUTICAS
Passos da SoluçãoPassos da Solução
),;; 1-1- m (in
Ln
Ln
Ln
ny
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),),; 222 /radm-N /radin-(lb N (lb 22
nn
xn
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0
22 N (lb ; nttnynytynxnxtxn ΓEJGr
PIEPIEP
N) (lb,
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PF
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RynRxnnn
xnynynynxnxn
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0020
00
1
),;
AE 213 - ESTABILIDADE DE ESTRUTURAS AERONÁUTICAS
Passos da SoluçãoPassos da Solução
)N ,(lb
)N ,(lb
N) (lb,
33
22
nynxnynynxnxn
xnnnynynxnynxnxnxnynyn
nynxnxnynxnyn
FFFrrQFQF
ra
FFFFFFrrQQQFyQFx
ra
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ra
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20
2022
0021
20
0020
2022
1
221
221
,
; ;
32
34cos,
32cos,
3cosmin
cos22795413
31
2
313
2021122
aDSP
S
DHaaaaHaaD
cr
AE 213 - ESTABILIDADE DE ESTRUTURAS AERONÁUTICAS
Seção Ponto-Simétrica ou com 2 Eixos de SimetriaSeção Ponto-Simétrica ou com 2 Eixos de Simetria
22
222
22
01
222
020
20
1,,min
,,min;
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nntt
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nynxncrnynxnxnnnynynxn
nynxnynxn
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n
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IEk
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xt
yxn
AE 213 - ESTABILIDADE DE ESTRUTURAS AERONÁUTICAS
ExemploExemplo
974.04 ΓE
kLnt
tt
1-
in 15708.020
1 t
n Ln
lbs
954612
22
nnttcr
kΓEJG
rP
psi 600761589.0
9546 A
PF crcr
ksi ksi 496760 tEfksi ksi 388530 tGf
ksi ksi 390010500 GGEE tt
É necessário iterar
AE 213 - ESTABILIDADE DE ESTRUTURAS AERONÁUTICAS
Flambagem Lateral de VigasFlambagem Lateral de Vigas
2
2
1
L
ΓEJGIEL
CM ttyty
cr
Para vigas com seção ponto-simétrica ou com dois eixos de simetria