EST 15 - ESTRUTURAS AEROESPACIAIS I Capítulo 2. EST 15 - ESTRUTURAS AEROESPACIAIS I Flambagem...
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EST 15 - ESTRUTURAS AEROESPACIAIS I
Capítulo 2Capítulo 2
FLAMBAGEM DE COLUNAS
EST 15 - ESTRUTURAS AEROESPACIAIS I
Flambagem PrimáriaFlambagem Primária
EST 15 - ESTRUTURAS AEROESPACIAIS I
Flambagem PrimáriaFlambagem Primária
EST 15 - ESTRUTURAS AEROESPACIAIS I
Flambagem SecundáriaFlambagem Secundária
EST 15 - ESTRUTURAS AEROESPACIAIS I
Flambagem SecundáriaFlambagem Secundária
EST 15 - ESTRUTURAS AEROESPACIAIS I
O Método do Equilíbrio NeutroO Método do Equilíbrio Neutro
EST 15 - ESTRUTURAS AEROESPACIAIS I
A Coluna Simplesmente Apoiada - HipótesesA Coluna Simplesmente Apoiada - Hipóteses
1 . A p o i o s S i m p l e s
2 . C o l u n a P e r f e i t a m e n t e R e t a e C a r g a C e n t r a l
3 . M a t e r i a l E l á s t i c o L i n e a r
4 . E i x o s P r i n c i p a i s
5 . P e q u e n a s D e f o r m a ç õ e s " '1" 212 www
EST 15 - ESTRUTURAS AEROESPACIAIS I
A Coluna Simplesmente ApoiadaA Coluna Simplesmente Apoiada
z, wP
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P
P
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EST 15 - ESTRUTURAS AEROESPACIAIS I
Coluna Simplesmente Apoiada - SoluçãoColuna Simplesmente Apoiada - Solução
P
w
My
P
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EST 15 - ESTRUTURAS AEROESPACIAIS I
O Comportamento da Coluna de EulerO Comportamento da Coluna de Euler
P
max
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EIP
Equilíbrio Estável
Equilíbrio Instável
Equilíbrio Neutro
2
24
L
EIP
EST 15 - ESTRUTURAS AEROESPACIAIS I
Coluna Bi-EngastadaColuna Bi-Engastada
P
P
P PM0
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M0
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x
L
z , w
x
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EST 15 - ESTRUTURAS AEROESPACIAIS I
Coluna Bi-Engastada - SoluçãoColuna Bi-Engastada - Solução
P
PM0
w
x
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EI
Pk
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L
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EST 15 - ESTRUTURAS AEROESPACIAIS I
Coluna Equivalente de EulerColuna Equivalente de Euler
22
cr2L
EIP
A carga crítica de qualquer coluna pode ser obtida de uma coluna equivalente de Euler
EST 15 - ESTRUTURAS AEROESPACIAIS I
Coluna em BalançoColuna em Balanço
L
P
Px
z, w
P
P
L
2L
Coluna
Equivalente
de Euler
22
cr2L
EIP
P
EST 15 - ESTRUTURAS AEROESPACIAIS I
Coluna em Balanço - SoluçãoColuna em Balanço - Solução
22"ou " kwkwPPwEIw
kxBkxAw cossen
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; 0)0( ; 0 0)0('
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w
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P
P
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EST 15 - ESTRUTURAS AEROESPACIAIS I
Coluna com Restrições ElásticasColuna com Restrições Elásticas
M
P
PM / L
M / L
z, w
k
P
P
L
x
M = k
EST 15 - ESTRUTURAS AEROESPACIAIS I
Coluna com Restrições Elásticas - SoluçãoColuna com Restrições Elásticas - Solução
PM / L
P
M / L
w
x
-EIw”
EILk
2
tan
kL
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2
21
cr LEIkL
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M
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11
; 0 0)0( BwkLP
MALw
sen 0)(
kLkx
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PM
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EST 15 - ESTRUTURAS AEROESPACIAIS I
Restrição Elástica – Casos ParticularesRestrição Elástica – Casos Particulares
kLkLkL
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kL
kL
kL
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49,4sen
/49,4sen)(
Coluna Simplesmente Apoiada
Coluna Simplesmente Apoiada - Engastada
EST 15 - ESTRUTURAS AEROESPACIAIS I
Coluna em Pórtico Coluna em Pórtico
P
P
L
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L
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L
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P
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829.3sen
/829,3sen)(
EST 15 - ESTRUTURAS AEROESPACIAIS I
Comprimento EfetivoComprimento Efetivo
Condições de Contorno Carregamento
2.0 L
1.0 L
1.0 L
0.7 L
0.5 L
1.69 L
-
0.732 L
0.58 L
0.365 L
1.12 L
0.72 L
0.732 L
0.43 L
0.365 L
Fig. 2-9
-
Fig. 2-9
Fig. 2-9
Fig. 2-9
1.43 L
0.84 L
0.57 L
0.45 L
0.36 L
-
-
0.49 L
0.24 L
P P
P = qL q = cte
P = PA+ qL
q = cte
PA
q = cte e simétrico
P = qL/2 P = qL/2
P = qL q = cte
EST 15 - ESTRUTURAS AEROESPACIAIS I
Coeficientes de FixaçãoCoeficientes de Fixação
Restrições de Rotação
nas Extremidades:
a) Numa Extremidade
b) Iguais, em Ambas as Extremidades
2
2
2
2
' LEIc
LEI
Pcr
2
'
L
Lc
EST 15 - ESTRUTURAS AEROESPACIAIS I
Coeficientes de FixaçãoCoeficientes de Fixação
Restrições de
Rotação
Distintas nas
Extremidades
EST 15 - ESTRUTURAS AEROESPACIAIS I
Coluna Carregada ExcentricamenteColuna Carregada Excentricamente
EIP
kekwkw
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ou 0"
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1
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ekL
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EST 15 - ESTRUTURAS AEROESPACIAIS I
Coluna Carregada ExcentricamenteColuna Carregada Excentricamente
Curva Carga-Deflexão para Coluna Carregada Excentricamente
EST 15 - ESTRUTURAS AEROESPACIAIS I
Coluna com Forma ImperfeitaColuna com Forma Imperfeita
EIPkwkwkw 20
22 com , "
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EST 15 - ESTRUTURAS AEROESPACIAIS I
Coluna com Forma ImperfeitaColuna com Forma Imperfeita
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2
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2
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n
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k
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EST 15 - ESTRUTURAS AEROESPACIAIS I
Coluna com Forma ImperfeitaColuna com Forma Imperfeita
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wn
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1
0
P/PE A1 A2 A3
0,00,40,80,9
0,951,0
0,00,6674,009,5020,0
0,00,1110,250,290,330,33
0,00,0470,080,110,120,13
E
T
PPw
LLw
1)2(
EST 15 - ESTRUTURAS AEROESPACIAIS I
Curva Carga-Deslocamento (Teoria Linear)Curva Carga-Deslocamento (Teoria Linear)
EST 15 - ESTRUTURAS AEROESPACIAIS I
Forma Imperfeita – Teoria Não-LinearForma Imperfeita – Teoria Não-Linear
0212
2
2
1
wEIP
wEIP
dsdw
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E
ET
PPPP
LLw
34122)2/(
EST 15 - ESTRUTURAS AEROESPACIAIS I
Colunas Imperfeitas - ObservaçõesColunas Imperfeitas - Observações
1) A posição reta é a única configuração de equilíbrio possível para colunas com imperfeições tendendo a zero, até que P = PE ;
2) Em P = PE as deflexões, para a coluna com imperfeições tendendo a zero, crescem
rapidamente até que as fibras do lado côncavo excedem o limite de proporcionalidade; 3) Colunas com imperfeições usuais (relativamente pequenas) não fletem apreciavel-mente até que P se aproxime de PE. As deflexões crescem rapidamente à medida que P se
aproxima de PE , seguindo de perto a curva para colunas com imperfeições tendendo a zero;
4) As deformações que crescem rapidamente logo atingem a tensão de escoamento e a coluna prática (pequenas imperfeições) entra em colapso quando P PE ;
5) As deflexões no colapso são pequenas o suficiente para permitir o uso da teoria linear, na qual a curvatura é aproximada por d2w/dx2 ; 6) Colunas de manufatura pobre, com imperfeições sensíveis, entram em colapso sob cargas sensivelmente menores do que a de Euler.
EST 15 - ESTRUTURAS AEROESPACIAIS I
Colunas Imperfeitas - ConclusõesColunas Imperfeitas - Conclusões
A coincidência física de que a capacidade última de absorção de carga de uma coluna com pequenas imperfeições, como aquelas manufaturadas para uso aeronáutico, pode ser prevista pela teoria linear para a coluna perfeita é afortunada. Significa que colunas que falham numa tensão média no regime elástico podem ser projetadas através da fórmula simples de Euler, não sendo necessária uma análise não-linear relativamente complicada.
Um critério alternativo de estabilidade que pode ser enunciado como “a carga crítica é aquela sob a qual as deformações de um sistema levemente imperfeito tendem a infinito”. Desta forma, a carga crítica pode ser obtida através da análise linear de um sistema com qualquer tipo de imperfeição (deformação inicial, cargas excêntricas ou cargas laterais).
Em placas e cascas a carga de colapso pode ser sensivelmente diferente daquela prevista pela análise da condição de equilíbrio neutro sob pequenas deformações.
EST 15 - ESTRUTURAS AEROESPACIAIS I
Flambagem Inelástica de ColunasFlambagem Inelástica de Colunas
EST 15 - ESTRUTURAS AEROESPACIAIS I
Comportamento Mecânico de MateriaisComportamento Mecânico de Materiais
Aço Doce Material Aeronáutico Típico
EST 15 - ESTRUTURAS AEROESPACIAIS I
Curva Tensão-Deformação (Ligas Clad)Curva Tensão-Deformação (Ligas Clad)
EST 15 - ESTRUTURAS AEROESPACIAIS I
Propriedades dos Materiais - Definições Propriedades dos Materiais - Definições
Fp
Fy
Fu
ruptura
Fp : Limite de Proporcionalidade
Fy : Tensão de Escoamento
Fu : Tensão Última Alongamento Percentual = ruptura 100
EST 15 - ESTRUTURAS AEROESPACIAIS I
Módulos de Elasticidade Módulos de Elasticidade
Módulo de Young: ddffE (região linear)
Módulo Tangente: ddfEt
Módulo Secante: fEs
f
1
E
Es
1
1Et
EST 15 - ESTRUTURAS AEROESPACIAIS I
Razão de Poisson Razão de Poisson
bbLL translong
longtrans
5,0 , peps
p E
E p a r a p r o c e s s o i s o - v o lu m é t r i c o
f f
L
b
b/2
L
EST 15 - ESTRUTURAS AEROESPACIAIS I
Idealização de Material Aeronáutico TípicoIdealização de Material Aeronáutico Típico
Fpr
P
f
E
pe
Efe deformação elástica
p deformação plástica com encruamento
EST 15 - ESTRUTURAS AEROESPACIAIS I
Representação por Funções de Três ParâmetrosRepresentação por Funções de Três Parâmetros
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Ef
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EST 15 - ESTRUTURAS AEROESPACIAIS I
Representação de Ramberg-OsgoodRepresentação de Ramberg-Osgood
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1
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7.07.07.07.0 7
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EST 15 - ESTRUTURAS AEROESPACIAIS I
Teoria do Módulo TangenteTeoria do Módulo Tangente
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O devido cuidado deve ser tomado nos casos em que o comprimento efetivo depender do módulo: Et deve ser utilizado ao invés de E.
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EST 15 - ESTRUTURAS AEROESPACIAIS I
Módulo Tangente: Uso de Ramberg-OsgoodMódulo Tangente: Uso de Ramberg-Osgood
17.0731
1
nt
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EST 15 - ESTRUTURAS AEROESPACIAIS I
Uso do Modelo de Ramberg-OsgoodUso do Modelo de Ramberg-Osgood2
2
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Função de
EST 15 - ESTRUTURAS AEROESPACIAIS I
Flambagem Inelástica – Formulas EmpíricasFlambagem Inelástica – Formulas Empíricas
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c
Parábola de
Johnson
Fórmula da Reta
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2'
L
ELn
EST 15 - ESTRUTURAS AEROESPACIAIS I
Exemplo 1Exemplo 1
A figura mostra um membro forjado de seção em I, de 30 in de comprimento, que é utilizado como um mebro em compressão. Consi-derando que o coeficiente de engastamento para flexão em torno do eixo x-x é 1 e aquele para flexão em torno do eixo y-y é 1.5, ache as tensões e cargas admissíveis se o membro é manufaturado dos seguintes materiais:
Caso 1: Liga Al 7079-T6 forjado ma- Nualmente; temp. ambiente; Caso 2: como no Caso 1, mas sujeito a ½ hora na temp. 300o F; Caso 3: como no Caso 2, mas 600o F; Caso 4: Aço Inox 17-4 PH, forjado ma- nualmente; temp. ambiente
EST 15 - ESTRUTURAS AEROESPACIAIS I
Exemplo 1Exemplo 1
Cálculo de Ix: Considere inicialmente considerada um
retângulo de dimensão 2,5” x 2,75” e subtraia as contribuições das porções (1) e (2):(no cálculo acima foram desprezados os momentos de inércia dos triângulos em torno de seus eixos centroidais)
42
33
in 03,33
25,0375,1
2
25,025,14
25,175,012
12 - 2,75 5,2
12
1
xI
2in 375,42
25,025,1425,175,0275,25,2
A
in 83,0375,4
03,3x
EST 15 - ESTRUTURAS AEROESPACIAIS I
Exemplo 1Exemplo 1Cálculo de Iy:
432
233
in 58,136
25,125,0
3
25,125,1
2
25,025,14-
875,075,025,175,025,112
12 - 2,5 75,2
12
1
yI
in 60,0375,4
58,1y
Para falha em torno do eixo
3683,030' in 30130' : xLcLLx
4160,06,24' in 6,245,130' : yLLy Para falha em torno do eixo
Portanto, a falha é crítica para flexão em torno do eixo y, com L’/ = 41.
EST 15 - ESTRUTURAS AEROESPACIAIS I
Exemplo 1Exemplo 1Caso 1:
Fc=50,5 ksi, donde P = 220 kips
Caso 2:
Fc=40,4 ksi, donde P = 177 kips
Caso 3:
Fc=6,1 ksi, donde P = 26,7 kips
sujeitando este membro a uma temperatura de 600o F durante ½ hora reduz a sua resistência de 220 kips à 26,7 kips, o que significa que a liga de alumínio é um material muito pobre para suportar cargas sob tais temperaturas, uma vez que a redução em resistência é muito grande.