Submitted by Cláudia Luisa Mendes null (claudiamendes@outlook.com) on 2018-03-13T13:20:37Z No. of bitstreams: 1 Claudia Final.pdf: 2801387 bytes, checksum: 138d1c19b49e86cfef45a94a9840b6aa (MD5) / Approved for entry into archive by Maria Marlene Zaniboni null (zaniboni@bauru.unesp.br) on 2018-03-14T13:43:36Z (GMT) No. of bitstreams: 1 mendes_cl_me_bauru.pdf: 2801387 bytes, checksum: 138d1c19b49e86cfef45a94a9840b6aa (MD5) / Made available in DSpace on 2018-03-14T13:43:36Z (GMT). No. of bitstreams: 1 mendes_cl_me_bauru.pdf: 2801387 bytes, checksum: 138d1c19b49e86cfef45a94a9840b6aa (MD5) Previous issue date: 2018-01-22 / A exigência dos requisitos de desempenho em estruturas aeroespaciais, navais e automobilísticas vem proporcionando o desenvolvimento de novos materiais, bem como de novas técnicas de fabricação. Normalmente, elevados valores de resistência e rigidez específicas aliados ao baixo peso específico são procurados em projetos estruturais, obtendo-se soluções por meio da utilização de materiais compósitos, particularmente polímeros termo fixos dotados de reforços fibrosos. O entendimento do que é um material composto é necessário, pois trata-se da combinação de no mínimo dois materiais com fase heterogênea, que separados possuem propriedades e características distintas e sua combinação é desejada para a confecção de um material único, com a conformidade das propriedades de ambos os materiais, tornando atrativa sua aplicação. Para otimizar a confecção do laminado em cada projeto, é imprescindível a utilização do modelo em elementos finitos para a obtenção da faixa de tensões, pelo método do critério de falha, sofrida pela amostra e assim obter-se a melhor propriedade mecânica para o seu uso. O presente trabalho tem por objetivo elaborar um estudo comparativo entre os resultados obtidos experimentalmente e os obtidos virtualmente, para validar o uso do software de elementos finitos na execução de um projeto utilizando como material principal o compósito estrutural de fibra de carbono com resina epóxi. Para isso, foram realizados ensaios para obter as propriedades mecânicas, e a melhor temperatura de cura da resina SQ 2004. Posteriormente foram feitos laminados de fibra de carbono com esta resina e extraído suas propriedades mecânicas. Por fim, utilizou-se as propriedades obtidas como entrada do software de elementos finitos e comparou-se o resultado através de três critérios de falha: Hill, Hoffman e Tsai-Wu. Como resultado, constata-se que o critério de falha de Tsai-Wu é o mais indicado para o cálculo da integridade estrutural de um componente de compósito que utiliza fibra de carbono. / The demand of requirements in performance of aerospace, naval and automotive structures has been providing the development of new materials as well as new manufacturing techniques. High values of specific strength and stiffness combined with low specific gravity are usually sought in blade designs for wind generators and other components of these systems, obtaining solutions using composite materials, particularly thermoset polymers endowed with fibrous reinforcements. The understanding of what is a composite material is necessary because it is a combination of at least two materials with heterogeneous phase, which have different properties and characteristics and their combination is desired for the manufacture of a single material with conformity of the properties of both materials, making its application attractive. To optimize the preparation of the laminate in each project, it is essential to use the finite element model to obtain the stress range, by the failure criterion method, and to obtain the best mechanical property for its use. The present work has the objective of elaborating a comparative study between the results obtained experimentally and those obtained virtually to validate the use of finite element software in the execution of a project using the structural material of carbon fiber with epoxy resin as its main material. For this, tests were carried out to obtain the mechanical properties and the best curing temperature of the SQ 2004 resin. Later, carbon fiber laminates were made with this resin and extracted its mechanical properties. Finally, the obtained properties were used as inputs to the finite element software and the result was compared through three failure criteria: Hill, Hoffman and Tsai-Wu. It is concluded that the Tsai-Wu failure criterion is the most suitable for calculating the structural integrity of a composite component using carbon fiber.

Este trabalho é uma contribuição à análise progressiva de falhas em materiais compósitos poliméricos. Esses materiais combinam as propriedades de seus constituintes (fibra, resina polimérica e interface) de forma a melhorar o desempenho frente à utilização das fases isoladamente. A combinação de fases permite obter características como baixa densidade e elevada rigidez, que são almejadas pelo segmento aeronáutico, pois podem proporcionar um aumento de autonomia ou da capacidade de carga das aeronaves. A anisotropia inerente aos compósitos torna possível projetá-los de forma a obter-se a rigidez e a resistência desejada. Por outro lado, a anisotropia dificulta a previsão precisa dos mecanismos de falha, e conseqüentemente, do comportamento global da estrutura. Apresenta-se, assim, com base numa revisão bibliográfica criteriosa, bem como, através de resultados experimentais, a avaliação de um modelo de material fenomenológico, onde se identificam modos de falhas intralaminares. Uma vez verificad a falha por algum critério, degradam-se as propriedades do material. O modelo de material foi implementado junto ao pacote de elementos finitos Abaqus através de uma sub-rotina UMAT (\"User Material\"), escrita em Fortran. Em seguida, estudou-se o problema de um laminado em duas configurações de empilhamento (\'[0º] IND.10\' e \'[0º/90º/0º/90º/0º] IND.S\') sob flexão 3-pontos. Os resultados das simulações foram comparados com resultados experimentais, observando erros da ordem de 10%. Sendo que estes foram obtidos em função de um estudo dos parâmetros associados a solução do problema não-linear, tais como: tamanho de incremento de iteração e parâmetros associados à lei de degradação de material. Por fim, concluiu-se que o modelo de material avaliado é adequado para previsão da falha da primeira camada, bem como, da redução da rigidez estrutural e da resistência residual. Sendo que, a resposta teórica obtida se manteve parcialmente dentro dos limites inferior e superior do envelope experimental. / This work is a contribution to the progressive failure analysis in polymer composite materials. These materials combine the properties of its constituents (fiber, resin and interface) in order to improve the performance against the use of phases alone. The combination of the phases can provide characteristics such as low density and high strength, which are desired in the aeronautical segment, because it can increase the autonomy or aircraft payload. The anisotropy inherent in composites turns possible to design the material for a desired stiffness and strength. Furthermore, it turns difficult the prediction of failure mechanisms, and consequently, the overall behavior of the structure. This study presents, based on a review and experimental results, the evaluation of a phenomenological material model, which identify intralaminar failure modes. Once verified the failure by any criterion, the material properties are reduced by a degradation law. The material model was implemented in a UMAT (User Material) subroutine which linked to the finite element package Abaqus. It was applied in the study of 3-point bending problem for two stacking sequences (\'[0º] IND.10\' e \'[0º/90º/0º/90º/0º] IND.S\'). The results were compared with experimental tests, presenting a error in the order of 10%. Since that these where obtained by a study of the parameters associated to the solution of the nonlinear problem, such as: time step, and parameters associated to the material degradation laws. Finally, it was concluded that the material model is judged suitable for predicting the failure of the first ply, the reduction of structural stiffness and the residual strength. Besides, a part of the theoretical response obtained is maintained within the lower and upper limits of the experimental tests envelope.

Este trabalho é uma contribuição à análise progressiva de falhas em materiais compósitos poliméricos. Esses materiais combinam as propriedades de seus constituintes (fibra, resina polimérica e interface) de forma a melhorar o desempenho frente à utilização das fases isoladamente. A combinação de fases permite obter características como baixa densidade e elevada rigidez, que são almejadas pelo segmento aeronáutico, pois podem proporcionar um aumento de autonomia ou da capacidade de carga das aeronaves. A anisotropia inerente aos compósitos torna possível projetá-los de forma a obter-se a rigidez e a resistência desejada. Por outro lado, a anisotropia dificulta a previsão precisa dos mecanismos de falha, e conseqüentemente, do comportamento global da estrutura. Apresenta-se, assim, com base numa revisão bibliográfica criteriosa, bem como, através de resultados experimentais, a avaliação de um modelo de material fenomenológico, onde se identificam modos de falhas intralaminares. Uma vez verificad a falha por algum critério, degradam-se as propriedades do material. O modelo de material foi implementado junto ao pacote de elementos finitos Abaqus através de uma sub-rotina UMAT (\"User Material\"), escrita em Fortran. Em seguida, estudou-se o problema de um laminado em duas configurações de empilhamento (\'[0º] IND.10\' e \'[0º/90º/0º/90º/0º] IND.S\') sob flexão 3-pontos. Os resultados das simulações foram comparados com resultados experimentais, observando erros da ordem de 10%. Sendo que estes foram obtidos em função de um estudo dos parâmetros associados a solução do problema não-linear, tais como: tamanho de incremento de iteração e parâmetros associados à lei de degradação de material. Por fim, concluiu-se que o modelo de material avaliado é adequado para previsão da falha da primeira camada, bem como, da redução da rigidez estrutural e da resistência residual. Sendo que, a resposta teórica obtida se manteve parcialmente dentro dos limites inferior e superior do envelope experimental. / This work is a contribution to the progressive failure analysis in polymer composite materials. These materials combine the properties of its constituents (fiber, resin and interface) in order to improve the performance against the use of phases alone. The combination of the phases can provide characteristics such as low density and high strength, which are desired in the aeronautical segment, because it can increase the autonomy or aircraft payload. The anisotropy inherent in composites turns possible to design the material for a desired stiffness and strength. Furthermore, it turns difficult the prediction of failure mechanisms, and consequently, the overall behavior of the structure. This study presents, based on a review and experimental results, the evaluation of a phenomenological material model, which identify intralaminar failure modes. Once verified the failure by any criterion, the material properties are reduced by a degradation law. The material model was implemented in a UMAT (User Material) subroutine which linked to the finite element package Abaqus. It was applied in the study of 3-point bending problem for two stacking sequences (\'[0º] IND.10\' e \'[0º/90º/0º/90º/0º] IND.S\'). The results were compared with experimental tests, presenting a error in the order of 10%. Since that these where obtained by a study of the parameters associated to the solution of the nonlinear problem, such as: time step, and parameters associated to the material degradation laws. Finally, it was concluded that the material model is judged suitable for predicting the failure of the first ply, the reduction of structural stiffness and the residual strength. Besides, a part of the theoretical response obtained is maintained within the lower and upper limits of the experimental tests envelope.

Motivados pelas atuais tendências e suportados pelo grande interesse de indústrias do segmento aeronáutico, estudos e desenvolvimentos vêm sendo conduzidos na área de análise estrutural de materiais compósitos. Todavia, mesmo havendo várias contribuições científicas e tecnológicas nesta área, este assunto continua sendo um campo aberto e bastante promissor para novas pesquisas, devido a sua extensa complexidade e imediata aplicação. A ausência de um modelo capaz de projetar com elevada precisão uma estrutura aeronáutica com presença de escalonamento fabricada em material compósito, que pode sofrer modo de falha translaminar, motivou o presente trabalho. É sabido que o método de elementos finitos estendidos (XFEM - eXtendend Finite Element Method, do Inglês) vem sendo usado de maneira robusta para análise de propagação de trincas em elementos estruturais tridimensionais isotrópicos durante os últimos anos, mas não em compósitos. De forma a contribuir com a pequena quantidade de trabalhos científicos referentes a métodos XFEM 3D para análise de estruturas fabricadas em materiais compósitos não convencionais, como estruturas com escalonamento de camadas e laminados espessos, é apresentada uma nova metodologia implementada como uma ferramenta computacional para analisar quase estaticamente este tipo de estrutura. O modelo é baseado no aprimoramento do \"Método da Seção de Ouro\" que é aplicado em conjunto com uma versão aprimorada do critério de falha de Puck, permitindo assim definir com precisão e baixo custo computacional a iniciação e direção de uma trinca. Esta informação é utilizada para iniciar uma rotina baseada em XFEM, que é usada para o enriquecimento dos elementos finitos que vão falhando progressivamente durante a análise. A nova metodologia (implementada computacionalmente) apresenta convergência uma ordem de grandeza maior quando comparada com o algoritmo tradicional, sendo aproximadamente 20 vezes mais eficiente em termos computacionais. O modelo é ainda avaliado quanto a seus resultados em comparação com dados provenientes de ensaios experimentais, demonstrando uma boa convergência entre as previsões computacionais e os resultados obtidos em laboratório. / Supported by current trends and by the great interest of aeronautic industries, studies and developments have been made in the field of high performance composite materials. Nonetheless, even with the scientific and technological contributions, the matter is still a field wide open and promising for new research due to its high complexity and immediate application. The absence of a model capable of universally reproducing mechanical behavior of composite materials tapered structures, which can suffer translaminar failure mode, motivated the present work. It is well known that the eXtended Finite Elements Method (XFEM) has been used robustly for analysis of crack propagation in isotropic tri-dimensional structural elements lately but not for composites. In order to contribute with the scares amount of available works on 3D XFEM application on non-conventional composite material structures, such as tapered structures and thick laminates, a new methodology is presented as a computational tool for quasi-static analysis of this type of component. The model derives from \"Golden Section Method\" that is applied along with an enhanced version of Puck\'s failure criterion, which allows a low computational cost and high precision estimation of crack initiation and direction of propagation. This information is used to trigger an XFEM based routine that is applied for enriching the elements progressively during analysis. The new methodology (computationally implemented) has a convergence rate one order of magnitude greater than traditional implementation, roughly 20 times more efficient in terms of computational processing. Finally, to assure robustness, the model is validated against standardized and specifically developed experiments, showing good convergence between numerical predictions and results obtained in the laboratory.