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.

Composite laminates are being more employed as fundamental structures due to its low weight and high stiffness. An example of this innovation is the primary structures of modern aircraft, which are lighter than the material formerly used. To predict the material response as load gradually increases can be quite demanding due to composite\'s complex failure mechanism. Hence superior computational models should be further investigated to precisely predict the mechanical behavior of composite media. This dissertation addresses an extended finite element procedure based on the layerwise displacement theory to simulate purely mode I delamination failure in composite laminates. The present model has the potential to perform structural analyzes in a pre-delaminated structure and also considering progressive failure. The type of element to be employed at the discretion of the model is the rectangular 4-node iso-parametric homogeneous element whose displacement field is approximated based in the layerwise theory. There are four types of degrees of freedom, one displacement in each direction, and one degree of freedom associated to the strong discontinuity. Numerical examples already solved in the bibliography are suggested in this dissertation, which demonstrate the potential of the model developed to accurately simulate pure mode I delamination in case of the investigation here is further elaborated. In addition, one possibility of future development of this dissertation is the modeling of fracture mode I without the need to discretize the cohesive planes as realized in traditional Cohesive Zone Methods. / Compósitos laminados estão sendo mais empregados como estruturas fundamentais devido ao seu baixo peso e alta rigidez. Um exemplo dessa inovação são as estruturas primárias das aeronaves modernas, que são mais leves do que as os materiais empregados antigamente. Prever a resposta do material à medida que a carga aumenta gradualmente pode ser difícil devido ao complexo mecanismo de falha dos compósitos. Portanto, modelos computacionais mais refinados devem ser investigados a fim de se prever um comportamento mecânico mais preciso. Esta dissertação aborda um procedimento de elementos finitos estendido baseado na teoria de deslocamento layerwise para simular falhas de delaminação modo I em laminados compósitos. O modelo abordado tem potencial para realizar análises em uma estrutura prédelaminada além de falha progressiva. O tipo de elemento a ser empregado na discrição do modelo é o isoparamétrico, homogêneo de 4 nós, retangular, e o campo de deslocamento é baseado na teoria layerwise. Existem quatro tipos de graus de liberdade, um deslocamento em cada direção, e um grau de liberdade associado à forte. Sugere-se nesse trabalho, exemplos, que são comparados com a bibliografia, e que apontam que o modelo desenvolvido nesta dissertação tem o potencial de simular o fenômeno de delaminação em modo I com acurácia, caso o estudo nessa dissertação seja estendido. Além disso, uma possibilidade de desenvolvimento futuro desse trabalho é a modelagem da fratura modo I sem a necessidade de discretizar os planos coesivos entre as lâminas, como realizado em métodos coesivos tradicionais.

Composite laminates are being more employed as fundamental structures due to its low weight and high stiffness. An example of this innovation is the primary structures of modern aircraft, which are lighter than the material formerly used. To predict the material response as load gradually increases can be quite demanding due to composite\'s complex failure mechanism. Hence superior computational models should be further investigated to precisely predict the mechanical behavior of composite media. This dissertation addresses an extended finite element procedure based on the layerwise displacement theory to simulate purely mode I delamination failure in composite laminates. The present model has the potential to perform structural analyzes in a pre-delaminated structure and also considering progressive failure. The type of element to be employed at the discretion of the model is the rectangular 4-node iso-parametric homogeneous element whose displacement field is approximated based in the layerwise theory. There are four types of degrees of freedom, one displacement in each direction, and one degree of freedom associated to the strong discontinuity. Numerical examples already solved in the bibliography are suggested in this dissertation, which demonstrate the potential of the model developed to accurately simulate pure mode I delamination in case of the investigation here is further elaborated. In addition, one possibility of future development of this dissertation is the modeling of fracture mode I without the need to discretize the cohesive planes as realized in traditional Cohesive Zone Methods. / Compósitos laminados estão sendo mais empregados como estruturas fundamentais devido ao seu baixo peso e alta rigidez. Um exemplo dessa inovação são as estruturas primárias das aeronaves modernas, que são mais leves do que as os materiais empregados antigamente. Prever a resposta do material à medida que a carga aumenta gradualmente pode ser difícil devido ao complexo mecanismo de falha dos compósitos. Portanto, modelos computacionais mais refinados devem ser investigados a fim de se prever um comportamento mecânico mais preciso. Esta dissertação aborda um procedimento de elementos finitos estendido baseado na teoria de deslocamento layerwise para simular falhas de delaminação modo I em laminados compósitos. O modelo abordado tem potencial para realizar análises em uma estrutura prédelaminada além de falha progressiva. O tipo de elemento a ser empregado na discrição do modelo é o isoparamétrico, homogêneo de 4 nós, retangular, e o campo de deslocamento é baseado na teoria layerwise. Existem quatro tipos de graus de liberdade, um deslocamento em cada direção, e um grau de liberdade associado à forte. Sugere-se nesse trabalho, exemplos, que são comparados com a bibliografia, e que apontam que o modelo desenvolvido nesta dissertação tem o potencial de simular o fenômeno de delaminação em modo I com acurácia, caso o estudo nessa dissertação seja estendido. Além disso, uma possibilidade de desenvolvimento futuro desse trabalho é a modelagem da fratura modo I sem a necessidade de discretizar os planos coesivos entre as lâminas, como realizado em métodos coesivos tradicionais.