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• Já foram estabelecidas1. A teoria básica de análise de vigas de secções abertas
e fechadas, de paredes finas, sujeitas a flexão, corte e torção .
2. Métodos de idealizar secções reforçadas com stringers em termos de secções mais fáceis de estudar analiticamente.
• Pretende-se agora estender essa análise aos componentes estruturais mais usuais de uso num avião tais como vigas com afilamento, fuselagens, asas, quadros e ribs
Estruturas Aeroespaciais Análise de Tensões de Componentes Estruturais de Aviões 1
• A maior parte dos componentes estruturais dos aviões tais como asas e fuselagens são usualmente construídas com inclinações ao longo do seu comprimento
– As secções das asas são reduzidas em corda e em espessura ao longo da envergadura.
– As secções da fuselagem à frente da cabina de passageiros vão diminuindo de dimensões.
• Encontram-se formas mais aerodinâmicas assim como mais eficientes estruturalmente.
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Viga com uma alma
A alma não resiste a tensões axiais
Pz,1=Mx/h e Pz,2=-Mx/h.
A alma resiste a tensões axiaisPz,1= z,1.B1 e Pz,2= z,2.B2
22,2,
11,1, z
yPP
zy
PP zyzy dd-=d
d=Estruturas Aeroespaciais Análise de Tensões de Componentes Estruturais de Aviões 3
Viga com uma alma
( )
cos 1
1,21
21
2
1,1 addd z
zP
zyz
PP =+=
cos
PP
2
z,22 a=
zy
Pzy
PSSPPSS zzwyyyywyy dd
dd 2
2,1
1,,2,1,, ++=Ã-+=
Cargas axiais
Cargas transversais
zy
Pzy
PS zzy dd
dd 2
2,1
1,wy,S --=Estruturas Aeroespaciais Análise de Tensões de Componentes Estruturais de Aviões 4
Viga com uma alma
• Para uma viga completamente idealizada o fluxo de corte na alma é constante ao longo da profundidade e é dado por Sy,w/h.
• Para uma viga onde a alma é capaz de resistir a tensões normais a distribuição de fluxo de corte é calculada usando a equação já deduzida
ou
Estruturas Aeroespaciais Análise de Tensões de Componentes Estruturais de Aviões 5
( )ÜÜÝÛ
ÌÌÍË +-= × 11
0
, yBdsytI
Sq
s
Dxx
wys
( )ÜÜÝÛ
ÌÌÍË +-= × 22
0
, yBdsytI
Sq
s
Dxx
wys
Determinar a distribuição de fluxo de corte na alma da viga com afilamento na secção a meio do seu comprimento. A alma tem uma espessura de 2mm e resiste total e efectivamente a tensões normais. Esta é simétrica em relação ao seu eixo horizontal de centróide e a área transversal de cada banzo é de 400 mm2.
Flexão de vigas abertas e fechadas
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Vigas de secção aberta e fechada
• Considere-se agora uma viga com inclinações em duas direcções ao longo do seu comprimento e compreendendo um conjunto de booms e o revestimento. Elemento de viga dz suportando:
– Cargas de corte Sx e Sy na secção z – Momentos flectores Mx e My que produzem tensões
normais sz nos booms e no revestimento
• Tensão normal sz pode ser calculada sendo a expressão já encontrada para a flexão
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Vigas de secção aberta e fechadaNo r-ésimo boom
rrzrz BP ,, s=zy
PP rrzry dd
,, =
zx
PPyx
PP rrzrx
r
rryx,r d
ddd
,,, =Ã=
de b)
de c)
Logo
ou( )2
,2
,2
, rzryrxr PPPP ++=
( )z
zyxPP rr
rzr dddd 2
1222
,++==
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Vigas de secção aberta e fechada
• As cargas de corte aplicadas Sx e Sy são equilibradas pelas resultantes dos fluxos de corte nos painéis da revestimento em conjunto com as componentes Px,r e Py,r das cargas axiais nos m booms:
• Pode-se obter:
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11
,, ÊÊ==
+=+= m
ry,ry,wy
m
rrxwxx PS SPSS
1
,1
,, ÊÊ== d
d+=dd+= m
r
rrzy,wy
m
r
rrzwxx z
yPS S
zx
PSS
1
,,1
,, ÊÊ== d
d-=dd-= m
r
rrzywy
m
r
rrzxwx z
yPS S
zx
PSS
Vigas de secção aberta e fechada
• O fluxo de corte é então obtido
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( )( )
0,10
2,,
102
,,
s
n
rrr
s
Dxyyyxx
xywxyywy
n
rrr
s
Dxyyyxx
xywyxxwxs
qyBdsytIII
ISIS
xBxdstIII
ISISq
+ÜÜÝÛ
ÌÌÍË +-
--ÜÜÝ
ÛÌÌÍË +-
--=
Ê×Ê×
=
=
Vigas de secção aberta e fechada
ÊÊ× ==x+h-+=x-h m
rrry
m
rrrxsbyx PPAq
tds
pqSS1
,1
,0,00 2
• A equação dos momentos requer modificações devido à presença das componentes de carga dos booms Px,re Py,r
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A viga encastrada é uniformemente inclinada ao longo dos seus comprimentos em x e y e está a suportar uma carga de 100 kN na sua extremidade livre. Calcular as forças nos booms e a distribuição de fluxo de corte nas paredes na secção 2m em relação ao lado encastrado no caso dos booms resistirem às tensões normais enquanto as paredes resistem apenas a esforços de corte. Cada boom dos cantos tem uma área de secção transversal de 900 m2 enquanto os booms centrais apresentam uma área de 1200 mm2
Flexão de vigas abertas e fechadas
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Fuselagens
• As fuselagens de aviões consistem de folhas finas de material reforçadas por um grande número de stringersconjuntamente com quadros transversos
• Suportam momentos flectores, forças de corte e cargas torsionais que induzem tensões axiais nos stringers e no revestimento conjuntamente com tensões de corte no revestimento
• A distância entre dois stringers é usualmente pequena variação no fluxo de corte no painel de ligação
pequena o fluxo de corte constante nesse painel
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A fuselagem de avião ligeiro de passageiros tem a forma circular representada na Figura. A secção transversal de cada stringer é 100 mm2 e as distâncias verticais dadas são relativas à linha média. Se a fuselagem for submetida a um momento flector de 200 kNm aplicado no plano de simetria vertical desta secção, calcule a distribuição das tensões axiais.
Flexão
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A fuselagem de avião ligeiro de passageiros tem a forma circular representada na Figura. A secção transversal de cada stringer é 100 mm2 e as distâncias verticais dadas são relativas à linha média. Se a fuselagem é sujeita a um esforço de corte vertical de 100 kN aplicado a uma distância de 150 mm do eixo de simetria vertical, calcule a distribuição do fluxode corte na secção
Corte
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Asas
• As secções das asas consistem em revestimentos finos reforçados por stringers, banzos das longarinas e nervuras
• A estrutura resultante é formada por duas ou mais células sujeitas a flexão, torção e esforços transversos
• A distância entre dois stringers é usualmente pequena variação no fluxo de corte no painel de ligação
pequena o fluxo de corte constante nesse painel
Estruturas Aeroespaciais Análise de Tensões de Componentes Estruturais de Aviões 17
Asas
23231212 lqlqS x +-=23231212231231 )( hqhqhhqS y --+=
2323121200 22 qAqASS yx --=+ xhProblema é estaticamente determinado
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A secção da asa foi idealizada de forma a que os boomssuportem todas as tensões axiais. Se a secção da asa for sujeita a um momento flector de 300 kNm aplicado no plano vertical calcula o nível de tensões existente nos booms. Área dos booms: B1=B6=2580 mm21, B2=B5=3880 mm2, B3=B4=3230 mm2
Flexão
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Torção
• A distribuição de pressão na secção da asa pode ser representada por cargas de corte (sustentação e resistência) em conjunto com um momento de picada M0
• Este sistema de cargas de corte pode ser transferido para o centro de corte da secção na forma de esforços transversos Sx e Sy e um momento torçor T
• Para este caso só existe torção, pelo que o efeito dos booms não afecta a análise.
Estruturas Aeroespaciais Análise de Tensões de Componentes Estruturais de Aviões 20
Torção
• São necessárias equações adicionais para a secção multicelular
• Estas são obtidas considerando a taxa de torção em cada célula e a compatibilização entre as condições de deslocamento das N células
Ê=
= N
RRR qAT
1
2
Estruturas Aeroespaciais Análise de Tensões de Componentes Estruturais de Aviões 21
Torção
×=R
R tds
qGAdz
d2
1q
[ ]4113423112 )()(2
1 ddddq+- -++-+= RRRRRR
R
qqqqqqGAdz
d
×= tdsd
[ ]41141342312231 )(2
1 ddddddq+- -++++-= RRR
R
qqqGAdz
d
[ ]RRRRRRRRR
qqqGAdz
d,11,112
1++-- -+-= dddq
Estruturas Aeroespaciais Análise de Tensões de Componentes Estruturais de Aviões 22
Torção
• É frequente que os painéis e os banzos das longarinas sejam fabricados de diferentes materiais e possuindo diferentes propriedades (módulo de rigidez G).
• t*= (G/GREF)t
×× ==R
REFREFRR
R tGGds
qGAGt
dsq
Adzd
)/(21
21q
×=R
REFR tds
qGAdz
d*2
1q
Estruturas Aeroespaciais Análise de Tensões de Componentes Estruturais de Aviões 23
Torção
2070025456
2070050835, 46
2760038034
AIII = 161000
2420077513, 24
AII = 355000
2760050812i
AI = 25800024200165012e
Área da célula (mm2)
G (N/mm2)Comprimento (mm)
Parede
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Calcular a distribuição da tensão de corte nas paredes da secção de asa com três células quando sujeita a um momento anti-horário de 11.3 kNm.
Torção
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• A tensão de corte em cada parede é obtido dividindo os fluxos de corte pela espessura actual t. Assim a distribuição da tensão de corte é.
Corte
• Vamos considerar o caso geral da secção de asa de Ncélulas com booms e painéis de revestimento, resistindo estes a tensões axiais e de corte
• A secção da asa é sujeita a esforços transversos Sx e Sycujas linhas de acção não passam necessariamente pelo centro de corte S transversos Sx e Sy e um momento torçor T
• O método para a determinação da distribuição dos fluxos de corte e da taxa de torção é baseada na extensão simples da análise da viga unicelular sujeita a esforços transversos
Estruturas Aeroespaciais Análise de Tensões de Componentes Estruturais de Aviões 26
Estruturas Aeroespaciais Análise de Tensões de Componentes Estruturais de Aviões 27
Corte
ÜÜÝÛ
ÌÌÍË +ÜÜÝÛ
ÌÌÍË
---
-ÜÜÝÛ
ÌÌÍË +ÜÜÝÛ
ÌÌÍË
---=
Ê×Ê×
=
=n
rrr
sD
xyyyxx
xyxyyy
n
rrr
sD
xyyyxx
xyyxxxb
yBdsytIII
ISIS
xBdsxtIII
ISISq
102
102
Incógnitas
qs,0,I ,qs,0,II ,.., qs,0,N
dzdq
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Corte
Fluxo de corte na célula R q=qb+qs,o,r
×× +==R Rsb
RR
R tds
qqGAt
dsq
GAdzd
)(2
12
1,0,
q
Comparando com o caso de pura torção deduz-se que
ÜÝÛÌÍ
Ë +-+-= ×++-- R bRRRsRRsRRRsR t
dsqqqq
GAdzd
,11,0,,0,,11,0,21 dddq
Estruturas Aeroespaciais Análise de Tensões de Componentes Estruturais de Aviões 29
Corte
•A equação que falta é dado pelo equilíbrio de momentos na célula
ÊÊ×Ê===
+==- N
RRsR
N
R Rb
N
RRqyx qAdspqMSS
1,0,
10
1,00 2xh
Corte
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A secção da asa suporta uma carga vertical de 86.8 kN no plano da alma 572. A secção foi idealizada de tal forma que os booms resistem a toda a tensão axial enquanto que as paredes são efectivas ao corte. Se G= 27600 N/mm2- excepto para a parede 78 para a qual se tem três vezes este valor, calcule a distribuição de fluxo de corte e a taxa de torção.
Parede
Compr. (mm) Espessura (mm)
Área da célula (mm2)
12,56 1023 1.22 AI=265000
23 1274 1.63 AII=213000
34 2200 2.03 AIII=413000
483 400 2.64
572 460 2.64
61 330 1.63
78 1270 1.22
Centro de Corte
• A posição do centro de corte de uma secção de asa éencontrada de uma forma idêntica à descrita no capítulo anterior.
– Cargas transversas arbitrariamente Sx e Sy são aplicadas através do centro de corte S, e os correspondentes distribuições dos fluxos de corte e momentos são tirados em torno de um ponto conveniente.
• As distribuição dos fluxos de corte são obtidas como descrito previamente onde se estudou o corte em secções multicelulares excepto que as N equações são agora suficientes.
Estruturas Aeroespaciais Análise de Tensões de Componentes Estruturais de Aviões 31
Asas com Afilamento
• As asas têm normalmente afilamento quer na direcção da corda quer na envergadura.
• Os efeitos na análise numa viga de célula única jáforam estudados
• Numa secção de asa multicelular os efeitos são semelhantes, excepto que a equação do momento torna-se, para uma secção de asa de N células:
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Ê Ê ÊÊ×= = ==--+=- N
R
m
r
m
rrryrrx
N
RRsRR byx PPqAdspqSS
1 1 1,,
1,0,000 2 xhxh
Asas com afilamento
Estruturas Aeroespaciais Análise de Tensões de Componentes Estruturais de Aviões 33
Uma viga de duas células com uma linha de simetria e 1.2 metros de comprimento com afilamento simétrico na direcção y. A viga suporta cargas Sy= 10 kN e Mx = 1.65 kNm na secção mais larga. A carga transversa éaplicada no plano da alma da longarina interna. Os booms 1 e 6 estão num plano paralelo ao plano yz. Calcular as forças nos booms e a distribuição dos fluxos de corte nas paredes na secção transversal mais larga. Os booms resistem a toda a tensão axial e as paredes suportam todas as forças tensões de corte. G é constante em toda a geometria, e as almas verticais têm 1.0 mm de espessura, as restantes têm 0.8 mm. Área dos booms: B1= B3= B4 = B6 = 600 mm2, B2 = B5 = 900 mm2
Quadros de fuselagem e de asas
• As estruturas são construídas de revestimentos finos de metal capazes de resistir a tensões no próprio plano e tensões de corte mas que instabilizam para pequenos valores de cargas compressivas no mesmo plano.
• Estes revestimentos são reforçados por stringers longitudinais que resistem bastante a cargas compressivas bem como a pequenas cargas distribuídas normais ao plano das mesmas .
• O comprimento efectivo em compressão dos stringers éreduzido, no caso das fuselagens, por quadros transversais ou nocaso das asas por nervuras.
• Além disso, tanto quadros como nervuras resistem a forças concentradas em planos transversais e transmitem-nas para a asa através das junções entre as nervuras e longarinas
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Quadros de fuselagem e de asas
• Geralmente os quadros e nervuras são eles próprios fabricados de folhas finas de metal e assim necessitam de membros que reforcem a sua estrutura distribuindo as forças concentradas para as almas
• Se a carga é aplicada no plano da alma os reforços têm de se encontrar alinhados com a direcção da carga .
• Alternativamente, caso essa solução não seja possível, a carga deveria ser aplicada na intersecção de dois reforços de tal modo que cada reforço pudesse resistir à componente da carga na sua direcção
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Quadros de fuselagem e de asas
Estruturas Aeroespaciais Análise de Tensões de Componentes Estruturais de Aviões 36
Uma viga em consola suporta cargas concentradas conforme o observado. Calcular a distribuição das cargas nos reforços e os fluxos de corte nos painéis das websse estes só resistem efectivamente a corte
Quadros de fuselagem
• Observe-se que os quadros das fuselagens transferem cargas para os revestimentos da cobertura destas e providenciam suporte para os stringers longitudinais
• Estes, normalmente tomam a forma de anéis abertos, de tal modo que o interior da fuselagem encontra-se desobstruído .
• Estes são ligados continuamente ao longo da sua periferia à revestimento da fuselagem e não são necessariamente circulares em forma, mas são sim usualmente simétricos em relação a um eixo vertical
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Quadros de fuselagem
• A revestimento da fuselagem e secção dos stringers foi idealizada de tal forma que o revestimento resiste apenas ao corte
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•Sy,2 = Sy,1 – W•Sy,i gera o fluxo de corte qi
•O fluxo de corte qftransmitido para a periferia do quadro
21 qqq f -= Têm-se 0,1
s
n
rrr
xxf qyB
IW
q +-= Ê=
Ê=
-= n
rrr
xxb yB
IW
q1
Quadros de fuselagem
• O fluxo de corte no quadro é dado por:
• Com
• Tendo-se determinado a distribuição de fluxo de corte ao longo da periferia do quadro, este pode ser propriamente analisado pelas distribuições dos momentos flectores, forças de corte a forças normais
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0,1
s
n
rrr
xxf qyB
IW
q +-= Ê=
× +=- 0,0 2 sb AqdspqW x
Nervuras nas Asas
• As nervuras nas asas apresentam funções semelhantes àquelas desenvolvidas pelos quadros de fuselagem
– Manutenção do formato da secção da asa– transmissão das forças externas ao revestimento– redução do comprimento da coluna dos stringers
• A sua geometria é usualmente um pouco diferente– não são simétricos – possuem almas que são contínuas
• mas que podem apresentar às vezes orifícios para diminuir peso ou para controlo da própria estrutura .
Estruturas Aeroespaciais Análise de Tensões de Componentes Estruturais de Aviões 40
Nervuras nas Asas
Estruturas Aeroespaciais Análise de Tensões de Componentes Estruturais de Aviões 41
Calcular os fluxos de corte nos painéis das almas e as cargas axiais nos banzos das nervuras da asa representada Assume que a alma das nervuras apenas resistem efectivamente a corte enquanto que a resistência da asa perante os momentos flectores é sustentada inteiramente pelos três banzos 1,2 e 3
Aberturas em asas e em fuselagens
• Consideraram-se sempre as asas e as fuselagens como sendo caixas fechadas reforçadas por nervuras transversais ou quadros e por stringers longitudinais
• Na prática, é necessário providenciar aberturas nestes revestimentos reforçados não são simétricos para
– Trens de aterragem retrácteis, – Tanques de combustível, – Carnagens de motores – Portas, – Cockpits, – Janelas
Estruturas Aeroespaciais Análise de Tensões de Componentes Estruturais de Aviões 42
Aberturas em asas e em fuselagens
• Estas aberturas, produzem descontinuidades de tal forma que causam redistribuições de cargas na vizinhança destes, afectando as cargas e os fluxos de corte
• Frequentemente estas regiões têm de ser fortemente reforçadas aumentando assim o peso da própria estrutura da aeronave.
Estruturas Aeroespaciais Análise de Tensões de Componentes Estruturais de Aviões 43
Aberturas em asas e em fuselagens
Estruturas Aeroespaciais Análise de Tensões de Componentes Estruturais de Aviões 44
O revestimento, na superfície inferior do compartimento central foi retirada, e a asa está sujeita a um momento de 10 kNm na sua ponta. Calcular os fluxos de corte nos painéis da revestimento e almas das longarinas, as cargas nos banzos dos cantos e as forças nas nervuras, em cada um dos lados da abertura, assumindo-se que os banzos das longarinas carregam todas as cargas normaisenquanto que os painéis e almas das longarinas resistem apenas ao corte.
Aberturas em asas e em fuselagens
Estruturas Aeroespaciais Análise de Tensões de Componentes Estruturais de Aviões 45
Uma secção de asa tendo um painel da sua superfície inferior retirado, entre as estações 2000 e 3000, suporta cargas de sustentação e de resistência que são constantes entre as estações 1000 e 4000. Determinar os fluxos de corte nos painéis e almas das longarinas e igualmente as cargas nas nervuras da asa nos bordos interiores e exteriores na baía cortada. Assumir que todos os momentos flectores são resistidos pelos banzos das longarinas enquanto que os painéis resistem apenas efectivamente a corte.