EST 41 / AE 213 - ESTABILIDADE DE ESTRUTURAS AERONÁUTICAS – Autor: Prof. Paulo Rizzi - Eng. Aer.,...

EST 41 / AE 213 - ESTABILIDADE DE ESTRUTURAS AERONÁUTICAS – Autor: Prof. Paulo Rizzi - Eng. Aer., Ph. D.

Capítulo 6Capítulo 6

ESTABILIDADE E FALHA

DE COLUNAS DE PAREDES FINAS E

PAINÉIS REFORÇADOS

Curva Típica de Colunas de Paredes FinasCurva Típica de Colunas de Paredes Finas

Seções Típicas de ReforçadoresSeções Típicas de Reforçadores

Seção Transversal em ÂnguloSeção Transversal em Ângulo

Tensão Crítica de Flanges e Almas LongasTensão Crítica de Flanges e Almas Longas

Flange Simplesmente Apoiado k = 0.43

Placa Simplesmente Apoiada (Alma) k = 4

388.011243.0

617.3112

Correção de Plasticidade: Alma (Fig. 5-54); Flanges (Fig. 5-55)

Flambagem de Colunas de Seção CompostaFlambagem de Colunas de Seção Composta

617.3388.0

flange

Seções Conformadas: b é medido da superfície média do elemento adajcente

Seções Extrudadas: b é medido internamente, até a superfície do

elemento adjacente

Flambagem de Colunas de Paredes FinasFlambagem de Colunas de Paredes Finas

ExemploExemplo

Determine a tensão de flambagem local da coluna com seção em H dada na figura e manufaturada em extrusão de liga de alumínio 7075-T6 (E = 10500 ksi, F0.7 = 72 ksi, n = 16.6).

Solução:Como a seção é extrudada, as dimensões das larguras têm de ser tomadas interiormente:bf = 0.8125 in ; bw = 1.5 – 2 x 0.125 = 1.25 in

bf / bw = 0.8125/1.25 = 0.65 e tf / tw = 1 Fig. 6-5

kw = 1.75

(flange flamba primeiro)

Com este valor e n = 16.6, a extrapolação na Fig. 5-55 (para flanges) fornece Fcr/F0.7 = 1.06, de modo que Fcr = 1.06 x 72 = 76.3 ksi .

31.225.1125.07291.0121050075.1112 2227.0

22 wwew btFEk

Correção de Plasticidade para AlmasCorreção de Plasticidade para Almas

Correção de Plasticidade para FlangesCorreção de Plasticidade para Flanges

Lábios e BulbosLábios e Bulbos

Mecanismo da Falha Local de ColunasMecanismo da Falha Local de Colunas

Mecanismo de Falha Local de ColunasMecanismo de Falha Local de Colunas

•Elementos de placa flambam localmente

•Aumento de carga implica em aumento das “flambas” mas a maior maior parte do diferencial de carga é transferida para a região muito mais rígida dos cantos

•Falha local = distorção plástica da seção transversal em seu próprio plano, resultando em deformações permanentes

•Tensão média de falha local é um artifício introduzido para possibilitar um tratamento analítico de um problema altamente complexo

•Falha local normalmente induz outros modos de falha

•Seções com elementos idênticos normalmente falham localmente sob cargas menores do que seções cujos elementos flambam com comprimentos de onda distintos

•Não existe solução teórica geral para a tensão de falha local

Método de Needham para Falha LocalMétodo de Needham para Falha Local

onde Fcc = tensão de falha local da unidade

Fcy = tensão de escoamento em compressão

E = módulo de elasticidadeb’/t = b/t equivalente da unidade = (a + b)/2t

Ce = coeficiente que depende do grau de suporte ao longo

das bordas de unidades de ângulo contíguas: Ce = 0.316 (duas bordas livres) ;

Ce = 0.342 (uma borda livre)

Ce = 0.366 (nenhuma bordas livre)

AFP cccc Para ângulos, Zs, tubos retangulares, etc.

Aplica-se em seções conformadas

Método de Needham – Seção qualquerMétodo de Needham – Seção qualquer

ângulos dos área

ângulos dos local falha de cargasccF

•Dividir a seção em elementos de ângulo

•Achar o Fcc para cada elemento de ângulo

•Achar a carga suportada na falha local por cada elemento de ângulo

•Achar a tensão média de falha local para o seção

Método da Boeing para Falha LocalMétodo da Boeing para Falha Local

onde m = inclinação da reta

B10 = valor de em

b = largura do segmento

t = espessura do segmento

gf = termo que distingue as diferenças na estabilidade de

segmentos com uma borda livre e segmentos com nenhuma borda livre (gf = 1.0 para uma borda livre)

E = módulo de Young

Fcy = tensão de escoamento em compressão

Fcc = tensão de falha local

tgbEFF fcycc loglog vs EFF cycc 0.10tgb f

m, B10 e gf específicos para material e processo de fabricação!

Método da Boeing para Falha LocalMétodo da Boeing para Falha Local

Método Boeing para Falha Local – Curva TípicaMétodo Boeing para Falha Local – Curva Típica

Seção Conformada

Método Boeing para Falha Local – Curva TípicaMétodo Boeing para Falha Local – Curva Típica

Seção Extrudada ou Usinada

Método Boeing para Falha LocalMétodo Boeing para Falha Local•As seções são analisadas da seguinte forma:

•A seção é dividida em segmentos individuais, como mostrado no esboçoabaixo

•A tensão admissível de falha local de cada segmento é achada a partir da curva do material associado

•A tensão de falha local para a seção é computada através da equação

iiicci

b1, b2, ... = comprimentos dos segmentos

individuais

t1, t2, ... = espessura dos segmentos individuais

Fcc1, Fcc2, ...= tensão de falha local correspondendo

aos valores computados de b/t para os segmentos individuais.

Há regras para tratamento de lábios e bulbos!

ExemploExemplo

Método de Gerard para Falha LocalMétodo de Gerard para Falha Localm

g e m (e Fcut=tensão de corte) tabelados

75.0312

F Para seções com dois cantos (Z e Canal)

Método de Gerard para Falha LocalMétodo de Gerard para Falha Local

Fator de correção de para seções com dois cantos

Seções de múltiplos cantos OK

Seções extrudadas de espessura não-constante:

se Fcc (como calculado) > Fcut

),max( crcutcc FFF

Método de Gerard – Valores dos ParâmetrosMétodo de Gerard – Valores dos ParâmetrosSeção Equação g g ou m Fcut

1. ângulo extrudado (6.15) 2 0.56 0.85 0.8Fcy

2. placa, bordas livres para empenar

(6.15) 3 0.56 0.85 0.9Fcy

3. tubo retangular extrudado (6.15) 12 0.56 0.85 0.75Fcy

4. seção multi-canto conformada (6.15) * 0.55 0.85 0.75Fcy

5. placa, bordas retas (6.15) 3 0.65 0.40 0.8Fcy

6. T extrudado (6.15) 3 0.67 0.40 0.8Fcy

7. cruciforme extrudado (6.15) 4 0.67 0.40 0.8Fcy

8. H extrudado (6.15) 7 0.67 0.40 0.8Fcy

9. seções de dois cantos (6.16) - 3.2 0.75 **

Exemplo 1Exemplo 1Ache a tensão de falha local para a seção ângulo de

pernas iguais da figura. O material é alumínio 2024-T3 (E = 10700ksi, Fcy = 40 ksi)

a) Solução pelo Método de Needham

(a+b)/2t = (1 – 0.025 + 1– 0.025) / 0.1 = 19.5

Fig. 6-16, duas bordas livres Fcc / (FcyE)1/2 = 0.033

Fcc = 0.033 (40 x 10700)1/2 = 21.6 ksi

b) Solução pelo método de GerardCaso 1 da Tabela 6.2

1.20502.040

10700093.0

05.0256.0

Exemplo 2Exemplo 2

ksi 30750.040

10700128.0

032.01155.0

cc FFF

Ache a tensão de falha local para a seção da figura. O material é alumínio 2024-T3 (E = 10700ksi, Fcy = 40 ksi)

a) Solução pelo Método de Gerard

Caso 4 da Tabela 6.2 – g = 3 cortes + 8 flanges = 11

A = (0.25 + 1 + 1.5 + 1 + 0.25)x0.032 = 0.128 in2

Exemplo 2 (continuação)Exemplo 2 (continuação)

b) Solução pelo Método de NeedhamComo a seção é ponto-simétrica é necessário analisar somente a metade.

48.29032.02

5.025.0

72.11032.02

5.05.0

Uni-dade

Bordas livres

Fcc (ksi)

A (in2)(a + b) t

Pcc(kips)

0.056 1.638

ksi 3.29056.0638.1

PF cccc

ponto de simetria

Exemplo 3Exemplo 3Ache a tensão de falha local para a seção da figura. O material é extrusão de alumínio 7075-T6 (E = 10500ksi, Fcy = 70 ksi)

a) Solução pelo Método da Boeing

Da Tabela 6.1: m = 0.75, B10 = 0.061, gf = 2.3

1- Verificação se o bulbo fornece suporte completo:

bf/t = 0.78/0.05=15 Fig. 6-11 : Dmin/t = 3.8

como D/t = 7/(32x0.05) =4.38 o bulbo fornece apoio completo, e o elemento de comprimento bf comporta-se como uma alma.

Exemplo 3 - BoeingExemplo 3 - Boeing

75.010

tgbEFF

0376.042 D

0380.005.076.0

0238.005.0475.0

Seg-mento

A (in2)

Bor-das Li-

bulbo - - - - 70.0 2.632

2 0 2.3 15.2 0.0816 70.0 2.660

3 1 1 9.5 0.0634 54.4 1.295

0.0994 6.587

ksi 3.66994.0587.6

PF cccc

Exemplo 3 - GerardExemplo 3 - Gerard

= ou ?

ksi 2.54774.0

7010500

0994.0066.05

56.085.02

calculado 5.56807.070

807.076.005.0

9.7407.170

105000994.0066.0

75.0312

cutcccutcc

Falha de Colunas de Paredes FinasFalha de Colunas de Paredes Finas

Parábola de JohnsonParábola de Johnson

Falha de Colunas de Paredes FinasFalha de Colunas de Paredes Finas

FF cccc

cctr FEL 2'

Johnson

ccc FFL

FEL co

onde com

Johnson

modificado

Boeing

ExemploExemplo

ksi 6.1 Exemplo 3.76

8.0928.070

10500594.0125.07

67.04.02

A área da seção transversal da coluna do Exemplo 6.1 é 0.594 in2 e o momento de inércia mínimo é de 0.1023 in 4. A tensão de escoamento do material em compressão é 70 ksi. Determine a carga de falha da coluna, para comprimentos de 20 in e 40 in, se o coeficiente de fixação (engastamento) é 1.5.

Calculando a tensão de falha local pelo método de Gerard

Exemplo (continuação)Exemplo (continuação)

415.0594.01023.0 AI 1.523.76105002 trL

Coluna de comprimento 20 in

in 33.165.120 L trLL 4.39415.033.61

ksi c 5.544.39105004

3.7613.76 2

F Pc = 54.5 x 0.594 = 32.7 kips

Coluna de comprimento 40 in

in 66.325.140 L trLL 7.78415.066.32

kips 94.940

1023.0105005.12

Flambagem de Painéis ReforçadosFlambagem de Painéis Reforçados

Flambagem Local de Painéis ReforçadosFlambagem Local de Painéis Reforçados

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