Análise de flambagem de uma placa de material compósito

Abstract

A utilização de materiais compósitos na indústria aeronáutica tem crescido significativamente nas últimas décadas devido à elevada relação resistência-peso e rigidezpeso apresentada por esses materiais, características que contribuem para o desenvolvimento de estruturas mais leves e eficientes. Nesse contexto, a análise de fenômenos de instabilidade estrutural, como a flambagem, torna-se fundamental para garantir a segurança e o desempenho de componentes submetidos a carregamentos compressivos. O presente trabalho tem como objetivo analisar o comportamento de flambagem em painéis compósitos laminados aplicados à engenharia aeronáutica. Para isso, foi realizada uma revisão bibliográfica sobre materiais compósitos, suas aplicações em estruturas aeronáuticas e os principais conceitos relacionados à flambagem de laminados compósitos. Em seguida, foi desenvolvido um modelo numérico utilizando o Método dos Elementos Finitos, por meio do software FEMAP, com o intuito de determinar a carga crítica de flambagem de placas de material compósito laminado submetidas à compressão. Os resultados obtidos foram comparados com dados disponíveis na literatura especializada, permitindo avaliar a consistência do modelo numérico empregado. Entre as configurações estudadas, o laminado [0/90/0] com doze camadas apresentou o melhor desempenho estrutural, atingindo maior Carga Crítica de Flambagem obtido, que representa a carga crítica de flambagem. Concluise que a correta definição da orientação das fibras e da arquitetura do laminado constitui um fator determinante para o desempenho de estruturas compósitas submetidas a carregamentos compressivos, evidenciando a importância dessas variáveis no projeto de componentes aeronáuticos.

The use of composite materials in the aerospace industry has grown significantly over the last decades due to their high strength-to-weight and stiffness-to-weight ratios, characteristics that contribute to the development of lighter and more efficient structures. In this context, the analysis of structural instability phenomena, such as buckling, becomes essential to ensure the safety and performance of components subjected to compressive loads. This study aims to analyze the buckling behavior of laminated composite panels applied to aerospace engineering. To achieve this objective, a literature review was conducted on composite materials, their applications in aerospace structures, and the main concepts related to the buckling of laminated composite structures. Subsequently, a numerical model was developed using the Finite Element Method through the FEMAP software to determine the critical buckling load of laminated panels subjected to compression. The results obtained were compared with data available in the specialized literature, allowing the consistency of the numerical model employed to be evaluated. Among the configurations studied, the [0/90/0] laminate with twelve layers presented the best structural performance, achieving the highest critical eigenvalue obtained. It is concluded that the proper definition of fiber orientation and laminate architecture constitutes a determining factor in the performance of composite structures subjected to compressive loads, highlighting the importance of these variables in the design of aerospace components.