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EST 41 / AE 213 - ESTABILIDADE DE ESTRUTURAS AERONÁUTICAS – Autor: Prof. Paulo Rizzi - Eng. Aer., Ph. D.
Falha de Painéis ReforçadosFalha de Painéis ReforçadosTipos de Análise
• Coluna “Reforçador-Revestimento”
Reforçador + Área Efetiva de Revestimento
Resistência do reforçador normalmente limitada pela falha local
Revestimento normalmente flamba antes de ser atingida a carga final
• Painel com Reforçadores Discretos
Revestimento e reforçadores tratados como uma unidade
Tensões de flambagem local do reforçador e entre rebites da chapa
normalmente não atingidas antes da carga final
• Placas Ortotrópicas
Propriedades dos reforçadores “distribuídas” no revestimento
EST 41 / AE 213 - ESTABILIDADE DE ESTRUTURAS AERONÁUTICAS – Autor: Prof. Paulo Rizzi - Eng. Aer., Ph. D.
Coluna “Reforçador-Revestimento”Coluna “Reforçador-Revestimento”
Modos de Falha “puros”:
Flambagem em Flexão
Flambagem em Torção
Flambagem Local seguida de Falha Local
• Em geral, modo de falha em torção é acoplado ao de flexão (exceto para seções com dupla simetria ou ponto-simétricas)
• Seção fechada - modo crítico é o de “falha local – flexão”
• Seção aberta simétrica ou ponto simétrica – “falha local – flexão” ou torção pura
• Seção aberta assimétrica – “falha local – flexão” ou flexo-torção
EST 41 / AE 213 - ESTABILIDADE DE ESTRUTURAS AERONÁUTICAS – Autor: Prof. Paulo Rizzi - Eng. Aer., Ph. D.
Comprimento de Semi-Onda e Modo de FalhaComprimento de Semi-Onda e Modo de Falha
EST 41 / AE 213 - ESTABILIDADE DE ESTRUTURAS AERONÁUTICAS – Autor: Prof. Paulo Rizzi - Eng. Aer., Ph. D.
Modo “Falha Local – Flexão”Modo “Falha Local – Flexão”
c
cococccc
co
E
LFFFFF
F2
2
41
2
2
2
2
L
EF
FF c
coc
cc
co
FF 211
2
2
5.12
2 cE
Fcc = tensão média de falha local do reforçador
Ec = módulo de Young em compressão
L’ = comprimento efetivo do painel =
c = coeficiente de engastamento nas extremidades do painel
= raio de giração do reforçador mais a área efetiva de revestimento
cL /
EST 41 / AE 213 - ESTABILIDADE DE ESTRUTURAS AERONÁUTICAS – Autor: Prof. Paulo Rizzi - Eng. Aer., Ph. D.
Modo “Falha Local – Flexão”Modo “Falha Local – Flexão”
Procedimento Passo-a-Passo
Passo 1: Determine a tensão de falha local, Fcc, do reforçador sem a largura
efetiva de revestimento, e calcule o parâmetro ;
Passo 2: Estime a tensão de falha, Fc, da coluna composta do reforçador e
área efetiva de revestimento
Passo 3: Determine a área efetiva de revestimento, baseada no valor estimado de Fc, como mostrado na seção 6.11;
Passo 4: Compute e L’/ usando a Fig. 6-40 ou
, e = distância entre o centróide do reforçador e a superfície média do revestimento; Ae = área efetiva do revestimento, Ast = área da seção
transversal do reforçador; st e = raios de giração, respectivamente, do
reforçador e da combinação reforçador-revestimento.
st
est
st A
Ae
onde , 2
22
1
/11
EST 41 / AE 213 - ESTABILIDADE DE ESTRUTURAS AERONÁUTICAS – Autor: Prof. Paulo Rizzi - Eng. Aer., Ph. D.
Passo 5: Compute Fc usando as Eqs. (6.43)
Passo 6: Compare a Fc computada no Passo 5 com aquela do Passo 2; se
diferente, itere a partir do Passo 2 com o novo valor de Fc.
Passo 7: Compute a tensão média no painel
Passo 8: Compute a margem de segurança em tensões
onde fc é a tensão de compressão aplicada no painel.
1c
c
f
FMS
ssst
estcc tbA
AAFF
Modo “Falha Local – Flexão”Modo “Falha Local – Flexão”
EST 41 / AE 213 - ESTABILIDADE DE ESTRUTURAS AERONÁUTICAS – Autor: Prof. Paulo Rizzi - Eng. Aer., Ph. D.
Raio de Giração do Reforçador + Chapa EfetivaRaio de Giração do Reforçador + Chapa Efetiva
EST 41 / AE 213 - ESTABILIDADE DE ESTRUTURAS AERONÁUTICAS – Autor: Prof. Paulo Rizzi - Eng. Aer., Ph. D.
ExemploExemploO reforçador da figura, manufaturado de chapa conformada de liga de alumínio 7075-T6 (Ec = 10500 ksi; Fcy = 67 ksi), é
um de quatro reforçadores rebitados a uma placa de espessura 0.025 in, do mesmo material. O painel tem comprimento de 30 in e o coeficiente de engastamento é c = 1.5, ou seja,
Ache a carga que o painel suporta na condição de falha.
Suponha que o espaçamento entre os rebites seja tal a prevenir a flambagem entre rebites.
in 49.245.130 cLL
EST 41 / AE 213 - ESTABILIDADE DE ESTRUTURAS AERONÁUTICAS – Autor: Prof. Paulo Rizzi - Eng. Aer., Ph. D.
Passo 1: Calculando a tensão de falha local do reforçador pelo Método da Boeing, da Tabela 6.1, m = 0.80; B10 = 0.05275; gf = 2.65
Os dois flanges têm uma borda livre, bn = 0.75 – 0.02 = 0.73 in, tn = 0.04 in , de
modo que a Eq. (6.13) dá
ou Fcc1 = Fcc3 = 0.0326 x 838.75 = 27.34 ksi ; Pcc1 = P cc3 = 27.34 x 0.73 x 0.04 =
0.798 kips
A alma tem zero bordas livres, bn = 1.5 – 0.04 = 1.46 in, tn = 0.04 in , de modo
que a Eq. (6.13) dá
0326.0
04.011073.0
05275.0
1075.8381050067 80.01
10111
m
f
cccc
cy
cc
tgb
BFF
EF
F
kips 000.2P ksi 25.340408.0
04.065.21046.1
05275.0
75.838 cc2280.02
cc
cc FF
ksi 17.3147.1326
8.3021147.1326211
47.13265.12
105002
5.12
2 ksi 8.30
04.046.173.02
000.2798.022
2
2
2
ccco
ccc
FF
EF
Exemplo (continuação)Exemplo (continuação)
EST 41 / AE 213 - ESTABILIDADE DE ESTRUTURAS AERONÁUTICAS – Autor: Prof. Paulo Rizzi - Eng. Aer., Ph. D.
Exemplo (continuação)Exemplo (continuação)Passo 2: Seja Fc = 25 ksi;
Passo 3:
Passo 4:
in 871.025
10500025.07.17.1
c
cse F
Etb
43
23
in 0415.012
08.05.104.002.075.004.075.0
12
04.075.02
stI
in 596.0117.0
0415.0 in 117.004.0)08.05.1(04.075.02 2
st
ststst A
IA
in 7625.00125.075.0 ; 186.0117.0
025.0871.0
e
A
A
st
e
in 614.0060.1186.01
596.07625.01186.01
1
112
2
2
22
st
st
e
Passo 5:
ksi 4.27105004
614.049.2417.31117.31
41
2
2
2
2
c
cococ E
LFFF
EST 41 / AE 213 - ESTABILIDADE DE ESTRUTURAS AERONÁUTICAS – Autor: Prof. Paulo Rizzi - Eng. Aer., Ph. D.
Exemplo (conclusão)Exemplo (conclusão)Passo 2a: Seja Fc = 27.4 ksi;
Passo 3a:
Passo 4a:
Passo 5a:
Passo 6:
in 832.04.27
10500025.07.17.1
c
cse F
Etb
in 7625.00125.075.0 ; 178.0117.0
025.0832.0
e
A
A
st
e
in 613.0059.1178.01
596.07625.01178.01
1
112
2
2
22
st
st
e
ksi 4.27
105004
613.049.2417.31117.31
41
2
2
2
2
c
cococ E
LFFF
kips 1.15025.0832.0117.04.2744 estcc AAFP
EST 41 / AE 213 - ESTABILIDADE DE ESTRUTURAS AERONÁUTICAS – Autor: Prof. Paulo Rizzi - Eng. Aer., Ph. D.
Painéis com Reforçadores DiscretosPainéis com Reforçadores Discretos
Curvas para 4 valores de Ast/bst, para painéis com 1, 2, 3 e infinitos reforçadores
EST 41 / AE 213 - ESTABILIDADE DE ESTRUTURAS AERONÁUTICAS – Autor: Prof. Paulo Rizzi - Eng. Aer., Ph. D.
Painéis com Reforçadores DiscretosPainéis com Reforçadores Discretos
ss
st
st
tbK
A
ZAII
1
2
0
1
Modificação do momento de inércia do reforçador
I0 é o momento de inércia dos
reforçadores em torno do eixo centroidal paralelo ao revestimento; é a distância do centróide do reforçador ao plano médio do revestimento; K1 é um coeficiente para
modificação do momento de inércia do reforçador dado pela Fig. 6-41;
Z
este coeficiente depende do alongamento L/bs, e o número de semi-ondas n,
na direção longitudinal do painel.
Ast é a área da seção transversal do reforçador
EST 41 / AE 213 - ESTABILIDADE DE ESTRUTURAS AERONÁUTICAS – Autor: Prof. Paulo Rizzi - Eng. Aer., Ph. D.
Análise, Passo-a-PassoAnálise, Passo-a-Passo
Passo 1: Calcule L/bsn, com n = 1 como primeira aproximação (para painéis de
comprimento infinito, L/bsn = );
Passo 2: Determine o coeficiente K1, da Fig. 5-41;
Passo 3: Calcule o momento de inércia modificado do reforçador, usando a Eq. (6.44)
Passo 4: Calcule , usando um valor assumido para o módulo tangente do reforçador e o valor de I calculado no Passo 3; na expressão acima, é a rigidez em flexão do revestimento, cujo módulo reduzido Er é dado, ou por Et, o módulo tangente do revestimento, ou
por como mostrado nas curvas de análise;
)()( DbIE sstt
23 112 esr tED tEE
Passo 5: Do gráfico apropriado para tensões críticas (Figs. 6-42 a 6-45), determine n na interseção da curva apropriada com a vertical passando pelo valor L/bs. Use a Fig. 6-45 para painéis com 4 ou mais reforçadores;
)()( DbIE sstt
EST 41 / AE 213 - ESTABILIDADE DE ESTRUTURAS AERONÁUTICAS – Autor: Prof. Paulo Rizzi - Eng. Aer., Ph. D.
Análise, Passo-a-PassoAnálise, Passo-a-PassoPasso 6: Se o n mostrado no gráfico tem o mesmo valor que foi assumido, proceda para o Passo 7; se é diferente, itere do Passo 1 com um novo valor de n;
Passo 7: Determine das Figs. 6-42-6-45 (Fig. 6-46 para painéis infinitamente longos)
Passo 8: Compute a tensão crítica de compressão, Fx;
Passo 9: Determine os módulos tangentes Et para os materiais do reforçador e
para do revestimento correspondente à tensão Fx; se estes módulos assim
determinados estiverem razoavelmente perto dos módulos assumidos no Passo 4 (dentro de 3%) proceda para o Passo 10; de outra forma, itere a partir do Passo 4 com novos valores de Et.
Passo 10: Verifique se as tensões de flambagem local do reforçador e de flambagem entre rebites do revestimento são realmente maiores do que Fx;
Passo 11: Compute a margem de segurança para a tensão de compressão uniaxial longitudinal, onde fx é a tensão longitudinal de compressão uniaxial aplicada
)( 22 DbF sx
1 xx fFMS