Dissertação

{en_GB=Computational Modelling of Failure Stiffened Composite Panels} {} EVALUATED

{pt=Esta dissertação apresenta um estudo aprofundado sobre o comportamento de estabilidade e pós-encurvadura de painéis compósitos. O mesmo surge no seguimento do projecto COCOMAT, apoiado pela Comissão Europeia, e visa ser uma contribuição directa para o estudo do aumento da eficiência estrutural de painéis fabricados em polímero reforçado com fibras de carbono (CFRP) utilizados em fuselagem de aviões. Para tal, pretende-se aumentar a exploração da sua resistência de pós-encurvadura e simultaneamente reduzir o peso estrutural e custos de desenvolvimento e operação. Utilizou-se o software de elementos finitos Abaqus para estudar o comportamento estrutural de diversos painéis CFRP, representativos da secção de uma fuselagem, quando submetidos a compressão axial. O primeiro modelo desenvolvido visou reproduzir aquele estudado no projecto COCOMAT, apresentando reforços com secção transversal em “T”. Para esta geometria, estudou-se a influência de diferentes modelos de dano intralaminar, do compósito, e do adesivo no comportamento do painel, tendo sido utilizados o critério de Hashin, os elementos coesivos e o eXtended Finite Element Method (XFEM)). Verificou-se que o dano nas fibras do compósito e a separação entre a casca e os reforços, devida ao dano no adesivo, conduzem ao colapso repentino da estrutura. Foram ainda criados modelos de painéis com diferentes geometrias de secção dos reforços, estudando-se o seu comportamento à compressão e à flexão. O painel com o reforço com secção transversal em forma de “Ω” foi identificado como sendo o mais eficiente, apresentando a melhor exploração da resistência de pós-encurvadura e o menor peso estrutural., en=This dissertation presents an in-depth computational study on the buckling, postbuckling and strength of stiffened composite panels. It follows up the finished COCOMAT project, supported by the European Commission, with the aim of exploiting large strength reserves in stiffened carbon fiber reinforced polymer (CFRP) fuselage structures. The main goals are to improve the structural efficiency and decrease the structural weight and development and operation costs. Several Finite Element (FE) models were developed throughout this work and extensive simulations were carried out. The first numerical simulations comprised the postbuckling analysis of a thin-walled stiffened CFRP panel subjected to axial compression with T-shaped stringers, similar to that studied in the COCOMAT project. Alternative damage models considering strength-based criteria and fracture mechanics (Hashin, cohesive elements and eXtended FE Method (XFEM)) were implemented to capture intra-laminar damage in the composite and adhesive failure, respectively. Fiber failure and the detachment between the skin and stringers, caused by damage of the adhesive, were identified as the most severe damage mechanisms leading to structural collapse. Additional models of several panel designs with different stringer cross-section shapes were created to evaluate their structural behavior under axial compression and bending. The load/moment-carrying capacity and collapse of those panels were analyzed and compared. The one with Ω-shaped stringers revealed to be the most efficient, presenting the highest exploitation of postbuckling reserve strength and lowest weight, thus being recommended to be studied for possible future applications.}
{pt=Painéis compósitos reforçados, eficiência estrutural, análises computacionais, instabilidade e pós-encurvadura, mecanismos de dano, en=Stiffened panel, structural efficiency, composite materials, computational analyses, buckling and postbuckling, damage mechanisms}

Dezembro 13, 2017, 14:0

Publicação

Obra sujeita a Direitos de Autor

Orientação

ORIENTADOR

Nuno Miguel Rosa Pereira Silvestre

Departamento de Engenharia Mecânica (DEM)

Professor Associado