M a te ri a is C o m p ó s it o s L a m in a d o s E n g e n h a ri a A e ro e s p a c ia l e M e c â n ic a M a n u e l F re it a s
Materiais Compósitos
Teoria Clássica de Laminados
Docente: Prof. Manuel Freitas
Departamento de Engenharia Mecânica
Instituto Superior Técnico
M a te ri a is C o m p ó s it o s L a m in a d o s E n g e n h a ri a A e ro e s p a c ia l e M e c â n ic a M a n u e l F re it a s
y
z
H
x
b
q(x,y)
M a te ri a is C o m p ó s it o s L a m in a d o s E n g e n h a ri a A e ro e s p a c ia l e M e c â n ic a M a n u e l F re it a s
Propriedades do laminado (1)
• Considere-se um
laminado de espessura h,
n camadas sendo e
k
a
espessura de cada
camada
– Para solicitações no plano
Nx, Ny e Txy
– As deformações são
uniformes em toda a
espessura
– As solicitações estão em
equilíbrio com as tensões
no laminado
∑
∫
∑
∫
∑
∫
= + − = + − = + −=
=
=
=
=
=
n k k k xy h h xy xy n k k k y h h y y n k k k x h h x xe
dz
T
e
dz
N
e
dz
N
1 2 / 2 / 1 2 / 2 / 1 2 / 2 /)
(
)
(
)
(
τ
τ
σ
σ
σ
σ
M a te ri a is C o m p ó s it o s L a m in a d o s E n g e n h a ri a A e ro e s p a c ia l e M e c â n ic a M a n u e l F re it a s
Propriedades do laminado (2)
• As tensões podem ser expressas em função das
deformações, considerando que as deformações
são uniformes (TCL)
ji n k k k ij ij xy y x k n k xy k y k x k xy xy y x k n k xy k y k x k y xy y x k n k xy k y k x k xA
e
E
A
A
A
A
e
E
E
E
T
A
A
A
e
E
E
E
N
A
A
A
e
E
E
E
N
=
=
+
+
=
+
+
=
+
+
=
+
+
=
+
+
=
+
+
=
∑
∑
∑
∑
= = − − − = − − − = − − − 1 _ 0 33 0 32 0 31 1 0 33 0 32 0 31 0 23 0 22 0 21 1 0 23 0 22 0 21 0 13 0 12 0 11 1 0 13 0 12 0 11que
em
γ
ε
ε
γ
ε
ε
γ
ε
ε
γ
ε
ε
γ
ε
ε
γ
ε
ε
M a te ri a is C o m p ó s it o s L a m in a d o s E n g e n h a ri a A e ro e s p a c ia l e M e c â n ic a M a n u e l F re it a s
Propriedades globais para solicitações no plano do laminado
[ ]
−
−
−
−
−
−
=
=
=
=
=
− =∑
xy y x xy y y x x xy xy y x xy xy xy y yx x xy y x xy y x ji n k k k ij ij xy y x xy y xG
E
E
G
E
E
G
E
E
A
h
A
e
E
A
A
A
A
A
A
A
A
A
A
T
N
N
0 0 0 _ _ _ _ _ _ _ _ _ _ _ _ _ _ _ 0 0 0 1 0 0 0 1 _ 0 0 0 33 32 31 23 22 21 13 12 111
1
1
que
em
τ
σ
σ
µ
η
µ
ν
η
ν
τ
σ
σ
γ
ε
ε
γ
ε
ε
•
Os coeficientes A
ijsão independentes da ordem de empilhamento da
camada
•
N
xe N
yprovocam distorções angulares devido a A
13, A
23, A
31e A
32; esta
distorção desaparece quando o laminado apresenta o mesmo número
de camadas com a direcção +
θ
e –
θ
(empilhamento simétrico e
M a te ri a is C o m p ó s it o s L a m in a d o s E n g e n h a ri a A e ro e s p a c ia l e M e c â n ic a M a n u e l F re it a s
Propriedades dos tecidos
•Tecidos: 2 direcções de fibras
•Direcção L, (1) ou teia
•Direcção T (2) ou trama
• Sendo n
1o número de fios de fibra na direcção 1
• Sendo n
2o número de fios de fibra na direcção 2
2
1
2
2
2
1
1
1
2
1
n
n
n
k
n
n
n
k
n
n
n
+
=
+
=
+
=
i
i
i
i
h
k
h
h
k
h
2
2
1
1
=
=
M a te ri a is C o m p ó s it o s L a m in a d o s E n g e n h a ri a A e ro e s p a c ia l e M e c â n ic a M a n u e l F re it a s
Propriedades das mantas
Laminas com fibras longas aleatóriamente direccionadas
3
.
0
)
1
(
2
8
5
8
3
=
+
=
+
=
ν
ν
c
c
C
T
L
c
E
G
E
E
E
E
L– modulo longitudinal unidireccional de equivalente gramagem
M a te ri a is C o m p ó s it o s L a m in a d o s E n g e n h a ri a A e ro e s p a c ia l e M e c â n ic a M a n u e l F re it a s
Exemplo de cálculo
M a te ri a is C o m p ó s it o s L a m in a d o s E n g e n h a ri a A e ro e s p a c ia l e M e c â n ic a M a n u e l F re it a s
Teoria clássica vs Teoria 1ª ordem
M a te ri a is C o m p ó s it o s L a m in a d o s E n g e n h a ri a A e ro e s p a c ia l e M e c â n ic a M a n u e l F re it a s
Laminados em flexão (1)
• Teoria clássica de laminados
– As secções transversais planas
permanecem planas e normais
ao eixo médio após deformação
– Campo de deslocamentos
• u - direcção x
• v - direcção y
• w - direcção z
0 0 0 0 0w
w
y
w
z
v
v
x
w
z
u
u
=
∂
∂
−
=
∂
∂
−
=
y
x
w
z
y
w
z
x
w
z
xy xy y y x x∂
∂
∂
−
=
∂
∂
−
=
∂
∂
−
=
0 2 0 0 2 0 0 2 02
γ
γ
ε
ε
ε
ε
M a te ri a is C o m p ó s it o s L a m in a d o s E n g e n h a ri a A e ro e s p a c ia l e M e c â n ic a M a n u e l F re it a s
Laminados em flexão (2)
∑ ∫
∫
∑ ∫
∫
∑ ∫
∫
= − − − + − = − − − + − = − − − + − + + = = + + = = + + = = − − − n k z z xy k y k x k h h xy xy n k z z xy k y k x k h h y y n k z z xy k y k x k h h x x k k k k k k zdz E E E zdz M zdz E E E zdz M zdz E E E zdz M 1 33 32 31 2 / 2 / 1 23 22 21 2 / 2 / 1 13 12 11 2 / 2 / 1 1 1γ
ε
ε
τ
γ
ε
ε
σ
γ
ε
ε
σ
∑ ∫
= − − − ∂ ∂ ∂ − + ∂ ∂ − + ∂ ∂ − = − n k z z xy k y k x k x dz y x w z z E y w z z E x w z z E M k k 1 0 2 2 0 13 2 0 2 2 0 12 2 0 2 2 0 11 1 2γ
ε
ε
Exemplificando para M
x, através da substituição das deformações
Operando a separação dos termos em z e em z
23 por o acompanhad 2 por o acompanhad 3 1 3 1 2 1 2 1 2 1 2 1 1 1 1 1 1 1 − = − − − − − − = − − − − − − = ⇒ − = ⇒
∑
∫
∫
∑
∫
∫
− − − − k k n k k ij ij z z j z z j k k n k k ij ij z z j z z j z z E D dz z E dz z E z z E B zdz E zdz E k k k k k k k kSolicitações:
momentos M
x, M
ye M
xyM a te ri a is C o m p ó s it o s L a m in a d o s E n g e n h a ri a A e ro e s p a c ia l e M e c â n ic a M a n u e l F re it a s
Laminados em flexão (5)
=
− − − − − − − − − xy y x xy y xE
E
E
E
E
E
E
E
E
γ
ε
ε
τ
σ
σ
33 23 13 23 22 21 13 12 11 TL LT T T TL LT L L LT L TL T L LT L TL T L L Tl LT T L TL L TL T L LT L TL T L LT L TL T LE
E
E
E
que
em
G
E
s
c
E
c
E
s
cs
E
G
E
s
c
E
s
E
c
cs
E
E
s
c
G
E
E
s
c
E
G
s
c
E
E
E
s
c
E
G
E
s
c
E
c
E
s
E
G
E
s
c
E
s
E
c
E
ν
ν
ν
ν
ν
θ
ν
θ
ν
θ
ν
θ
ν
θ
ν
θ
−
=
−
=
+
−
+
−
−
=
+
−
−
−
−
=
−
+
−
+
=
−
+
−
+
=
+
+
+
=
+
+
+
=
− − − − − − − − − − − − − − − − − − − − − − − − − −1
e
1
))
2
)(
(
(
)
(
))
2
)(
(
(
)
(
)
(
)
4
(
)
(
)
(
)
2
(
)
(
)
2
(
2
)
(
)
2
(
2
)
(
2 2 2 2 23 2 2 2 2 13 4 4 2 2 12 2 2 2 2 33 2 2 4 4 22 2 2 4 4 11M a te ri a is C o m p ó s it o s L a m in a d o s E n g e n h a ri a A e ro e s p a c ia l e M e c â n ic a M a n u e l F re it a s
Laminados em flexão (3)
∂
∂
∂
∂
∂
∂
∂
=
y
x
w
y
w
x
w
D
D
D
B
B
B
D
D
D
B
B
B
D
D
D
B
B
B
B
B
B
A
A
A
B
B
B
A
A
A
B
B
B
A
A
A
M
M
M
T
N
N
xy y x xy y x xy y x 0 2 2 0 2 2 0 2 0 0 0 33 32 31 33 32 31 23 22 21 23 22 21 13 12 11 13 12 11 33 32 31 33 32 31 23 22 21 23 22 21 13 12 11 13 12 11γ
ε
ε
em que:
∑
∑
∑
= − = − = − −−
=
−
=
−
=
n k k k k ij ij n k k k k ij ij n k k k k ij ijz
z
E
D
z
z
E
B
z
z
E
A
1 3 1 3 1 2 1 2 1 13
2
)
(
Os termos B
ij(matriz B de acoplamento) são nulos sempre que existir
simetria no empilhamento
Os termos A
13=A
23=0 sempre que o empilhamento for equilibrado, i. e.
tiver pares +
θ
θ
θ
θ
e –
θθθθ
do mesmo lado da simetria
Os termos D
13e D
23só são nulos quando o empilhamento tiver apenas
camadas a 0
oe 90
o; para os empilhamentos com +
θθθθ
e –
θθθθ
verificar-se-á
sempre D
13≠
0 e D
M a te ri a is C o m p ó s it o s L a m in a d o s E n g e n h a ri a A e ro e s p a c ia l e M e c â n ic a M a n u e l F re it a s
Laminados em flexão - formulação geral (4)
=
xy y x xy y xA
A
A
A
A
A
A
A
A
T
N
N
0 0 0 33 32 31 23 22 21 13 12 11γ
ε
ε
∂
∂
∂
∂
∂
∂
∂
=
y
x
w
y
w
x
w
D
D
D
D
D
D
D
D
D
M
M
M
xy y x 0 2 2 0 2 2 0 2 33 32 31 23 22 21 13 12 113
3 1 3 1 − = −−
=
∑
k k n k k ij ijz
z
E
D
∑
= − −−
=
n k k k k ij ijE
z
z
A
1 1)
(
M a te ri a is C o m p ó s it o s L a m in a d o s E n g e n h a ri a A e ro e s p a c ia l e M e c â n ic a M a n u e l F re it a s
Viga em flexão - exemplo
∂
∂
∂
∂
∂
∂
∂
=
y
x
w
y
w
x
w
D
D
D
D
D
D
D
D
D
M
x 0 2 2 0 2 2 0 2 33 32 31 23 22 21 13 12 110
0
xM
d
x
w
y
x
w
y
w
* 11 2 0 2 0 2 2 0 2 n nequação
a
teremos
0
0
])
/90
[0
para
(só
hipótese
por
se
=
∂
∂
=
∂
∂
∂
=
∂
∂
=
∂
∂
∂
∂
∂
∂
∂
−0
0
1 33 32 31 23 22 21 13 12 11 0 2 2 0 2 2 0 2 xM
D
D
D
D
D
D
D
D
D
y
x
w
y
w
x
w
M a te ri a is C o m p ó s it o s L a m in a d o s E n g e n h a ri a A e ro e s p a c ia l e M e c â n ic a M a n u e l F re it a s
Theory of Laminated Beams - Pure Flexure
• Bernoulli-Euler Theory
• Rectangular Beam
– Depth – h
– Width – b
M a te ri a is C o m p ó s it o s L a m in a d o s E n g e n h a ri a A e ro e s p a c ia l e M e c â n ic a M a n u e l F re it a s
Assumptions
•
Plane sections normal to the longitudinal
axis remain plane and normal during
bending.
• Beam geometry and material properties are
symmetric about the neutral axis.
(Symmetric ply geometry.)
• Linear Elastic Behavior
• No shear coupling (0
o
or 90
o
plies only!)
• Perfectly bonded plies
M a te ri a is C o m p ó s it o s L a m in a d o s E n g e n h a ri a A e ro e s p a c ia l e M e c â n ic a M a n u e l F re it a s
ρφ
ρφ
ρφ
ρφ
1
j
z
jz
j-1z
0=0
N/2
h
b
Laminated Beam Before Deformation
z
y
M a te ri a is C o m p ó s it o s L a m in a d o s E n g e n h a ri a A e ro e s p a c ia l e M e c â n ic a M a n u e l F re it a s
z
y
x
ρρρρ
φφφφ
M
M
Laminated Beam
After Deformation
M a te ri a is C o m p ó s it o s L a m in a d o s E n g e n h a ri a A e ro e s p a c ia l e M e c â n ic a M a n u e l F re it a s
Strain
(
)
plane
-by xy
defined
surface
neutral
the
from
distance
figure
in
defined
angle
bending
during
surface
neutral
of
curvature
of
radius
:
Where
=
=
=
=
−
+
=
z
z
z
xφ
ρ
ρ
ρφ
ρφ
φ
ρ
ε
M a te ri a is C o m p ó s it o s L a m in a d o s E n g e n h a ri a A e ro e s p a c ia l e M e c â n ic a M a n u e l F re it a s
Stress
( ) ( ) ( )
( )
( )
longitudin
al
strain
of
j
layer
or
ply
in
x
direction
direction
x
in
ply
or
layer
j
of
Modulus
s
Young'
:
Where
:
ply
j
in
Stress
th th th=
=
=
j x j x j x j x j xE
E
ε
ε
σ
M a te ri a is C o m p ó s it o s L a m in a d o s E n g e n h a ri a A e ro e s p a c ia l e M e c â n ic a M a n u e l F re it a s
22
Combining Results
( ) ( )
ρ
=
σ
x
j
E
x
j
z
M a te ri a is C o m p ó s it o s L a m in a d o s E n g e n h a ri a A e ro e s p a c ia l e M e c â n ic a M a n u e l F re it a s
Equilibrium
dz
b
z
dz
b
z
M
h h hx
x
∫
∫
=
=
−
2 2 20
2
σ
σ
M a te ri a is C o m p ó s it o s L a m in a d o s E n g e n h a ri a A e ro e s p a c ia l e M e c â n ic a M a n u e l F re it a s
Ply-by Ply
+
+
=
∫
∫
∫
∫
−dz
b
z
dz
b
z
dz
b
z
dz
b
z
j j hz
z
x
z
z
x
z
x
x
1 2 1 1 20
0
2
2
σ
σ
σ
σ
L
M a te ri a is C o m p ó s it o s L a m in a d o s E n g e n h a ri a A e ro e s p a c ia l e M e c â n ic a M a n u e l F re it a s
Equilibrium
(
)
ply.
j
of
outside
to
surface
neutral
from
distance
is
plies
of
number
total
is
)
(
3
2
th
3
1
3
2
1
j
j
j
N
j
j
x
z
N
z
z
E
b
M
−
=
−
=
∑
ρ
M a te ri a is C o m p ó s it o s L a m in a d o s E n g e n h a ri a A e ro e s p a c ia l e M e c â n ic a M a n u e l F re it a s
Equilibrium
(
3
3
1
)
)
(
3
2
2
2
1
3
3
+
−
=
=
∑
=
j
j
E
N
bh
M
N
jh
z
N
j
j
x
j
ρ
Assume N is even
M a te ri a is C o m p ó s it o s L a m in a d o s E n g e n h a ri a A e ro e s p a c ia l e M e c â n ic a M a n u e l F re it a s
Homogeneous Beam
Where:
Effective flexural modulus (Young's Modulus)
cross-sectional area
3 f yy f 3 2 yy fE I
E bh
M
12
bh
I
z dA
12
E
A
=
=
=
=
=
=
=
=
ρ
ρ
ρ
ρ
ρ
ρ
ρ
ρ
=
=
=
=
=
=
=
=
====
====
∫∫∫∫
M a te ri a is C o m p ó s it o s L a m in a d o s E n g e n h a ri a A e ro e s p a c ia l e M e c â n ic a M a n u e l F re it a s
Flexural Modulus
(
)
(
3
3
1
)
)
(
8
)
(
8
2
2
1
3
3
1
3
2
1
3
+
−
=
−
=
∑
∑
=
−
=
j
j
E
N
E
or
z
z
E
h
E
N
j
j
x
f
j
j
N
j
j
x
f
M a te ri a is C o m p ó s it o s L a m in a d o s E n g e n h a ri a A e ro e s p a c ia l e M e c â n ic a M a n u e l F re it a s
Deflection
M
dx
w
d
I
E
f
yy
2
=
2
Formula
Deflection
-Beam
in
modulus
flexural
effective
by
E
Replace
M a te ri a is C o m p ó s it o s L a m in a d o s E n g e n h a ri a A e ro e s p a c ia l e M e c â n ic a M a n u e l F re it a s
10/10/2011
Laminated Beam Theory
30
L
x
P
yy
f
I
E
Cantilever Laminated Beam Under a Concentrated Tip
Load
M a te ri a is C o m p ó s it o s L a m in a d o s E n g e n h a ri a A e ro e s p a c ia l e M e c â n ic a M a n u e l F re it a s
Deflection
L
x
at
I
E
PL
w
M
dx
w
d
I
E
yy
f
yy
f
=
=
⇒
=
3
3
max
2
2
M a te ri a is C o m p ó s it o s L a m in a d o s E n g e n h a ri a A e ro e s p a c ia l e M e c â n ic a M a n u e l F re it a s
Euler Buckling
conditions
end
incluing
length
effective
the
:
Where
e
2
e
2
=
=
L
L
I
E
P
cr
π
f
yy
M a te ri a is C o m p ó s it o s L a m in a d o s E n g e n h a ri a A e ro e s p a c ia l e M e c â n ic a M a n u e l F re it a s
Stresses
Stress in j
th
ply:
( ) ( )
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f
j
x
yy
j
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yy
f
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x
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j
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j
x
E
E
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z
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I
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M
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σ
12
σ
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ρ
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M a te ri a is C o m p ó s it o s L a m in a d o s E n g e n h a ri a A e ro e s p a c ia l e M e c â n ic a M a n u e l F re it a s
1
2
3
(((( )))) (((( )))) (((( ))))
E
x 3>>>>
E
x 2>>>>
E
x 1(((( )))) (((( )))) (((( ))))
E
x 1====
E
x 3<<<<
E
x 2Isotropic
Stresses
M a te ri a is C o m p ó s it o s L a m in a d o s E n g e n h a ri a A e ro e s p a c ia l e M e c â n ic a M a n u e l F re it a s