estruturas aeroespaciais estabilidade estrutural 1 introdução falha da estrutura: falha do...
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Estruturas Aeroespaciais Estabilidade Estrutural 1
Introdução
• Falha da estrutura: • Falha do material
– Deformação plástica
– Rotura
– Fadiga
– Aumento incontrolável de uma fractura
• Falha da estrutura
– “Flutter “
– Encurvadura
Estruturas Aeroespaciais Estabilidade Estrutural 2
Introdução
• Definição : – Vigas são elementos estruturais que têm uma das
dimensões (o comprimento) muito maior do que as outras duas e que resistem a esforços de flexão.
• Objectivo :– Deduzir as equações de equilíbrio de uma viga
plana em termos gerais de 2º ordem, linearizando depois as equações para o caso de pequenas deflexões
Estruturas Aeroespaciais Estabilidade Estrutural 3
Equações de equilíbrio
• Equilíbrio de um elemento de viga na sua configuração de deflectida, (viga falhou por encurvadura)
zP
Estruturas Aeroespaciais Estabilidade Estrutural 4
Equações de equilíbrio
• Equações de equilíbrio de forças nas direcções horizontais e verticais e o equilibro de momentos
00
00
00
dMMMdxdx
dzPdxdVVM
PPF
VdVVF
x
z
Estruturas Aeroespaciais Estabilidade Estrutural 5
Equações de equilíbrio
• Utilizando a equação de equilíbrio segundo z e substituindo na equação de equilíbrio dos momentos podemos obter:
2
2
2
2
0dx
zdP
dx
Mddx
dzP
dx
dMV
Estruturas Aeroespaciais Estabilidade Estrutural 6
• Hipótese de Navier: “secções planas e perpendiculares ao eixo da viga, permanecem planas e perpendiculares após a deformação”:
x
z
R
Equações de equilíbrio
Estruturas Aeroespaciais Estabilidade Estrutural 7
• Comprimento da linha média:
• Extensão:
• Tensão
• Momento
Equações de equilíbrio
RL
R
z
R
z
L
LL'
R
EzE
R
EIdAz
R
EdAzM 2
Estruturas Aeroespaciais Estabilidade Estrutural 8
• Para pequenas deformações onde podemos negligenciar o encurtamento da barra e as deformações por corte e obter:
• Substituindo na equação encontrada para o equilibro da viga obtemos:
onde
Equações de equilíbrio
2
2
dx
zdEIM
02
22
4
4
dx
zdk
dx
zdEI
Pk
Estruturas Aeroespaciais Estabilidade Estrutural 9
• A solução da equação terá a seguinte forma:
• Sujeita às seguintes condições fronteiraApoio simples Encastramento Apoio Livre
Equações de equilíbrio
4321 CxCkxcosCkxsinCz
0z
0dx
zd2
2
0z
0dx
dz
0V
0dx
zd2
2
Estruturas Aeroespaciais Estabilidade Estrutural 10
Viga simplesmente apoiada
• Sujeita às seguintes condições fronteira
0dx
zdEIM
0z0x
2
2
0dx
zdEIM
0zLx
2
2
Estruturas Aeroespaciais Estabilidade Estrutural 11
Viga simplesmente apoiada
• Obtemos as seguintes equações :
• Para não obtermos a solução trivial (C1=C2=C3=C4=0):
0kLcoskCkLsinkC
0CLCkLcosCkLsinC
0C
0CC
22
21
4321
2
42
0kLsin
Estruturas Aeroespaciais Estabilidade Estrutural 12
Viga simplesmente apoiada
• As cargas que garentem a solução serão:
• A que correspondem a deflexões
......3,2,1n,L
EInP
2
22)n(
cr
xksinC)x(z )n(1
)n(
Estruturas Aeroespaciais Estabilidade Estrutural 13
• Como podemos obter o 2º modo se há deflexão com a menor carga critica (1º modo)?
• Introduzindo um apoio a meio da viga
Viga simplesmente apoiada
2
2)1(
crcr L
EIPP
L
xsinC)x(z 1
Estruturas Aeroespaciais Estabilidade Estrutural 14
• Assim o primeiro modo de encurvadura é suprimido. Logo a menor carga crítica:
• Esta carga é quatro vezes a carga critica da viga quando esta não tem o suporte a meio vão.
Viga simplesmente apoiada
2
2)2(
cr L
EI4P
L
x2sinC)x(z 1
Estruturas Aeroespaciais Estabilidade Estrutural 15
• As condições
fronteira serão:
Viga encastrada livre
0
dx
dz0z
0x
0dx
dzP
dx
dMV
0dx
zdEIM
Lx2
2Em que V=0 pode ser escrito como
0dx
dzk
dx
zd 23
3
Estruturas Aeroespaciais Estabilidade Estrutural 16
• Introduzindo as condições de fronteira acima descritas na Equação de equilíbrio:
• Para não obtermos a solução trivial (C1=C2=C3=C4=0):
Viga encastrada livre
0kC
0kLcoskCkLsinkC
0CkC
0CC
33
22
21
31
42
.....5,3,1n,L2
nk
sejaou0kLcos
Estruturas Aeroespaciais Estabilidade Estrutural 17
• As cargas criticas de encurvadura e os modos de instabilidade serão:
Viga encastrada livre
2
22)n(
cr L4
EInP
1xL2
ncosC)x(z 2
)n(
Estruturas Aeroespaciais Estabilidade Estrutural 18
• As condições
fronteira serão:
Viga encastrada apoiada
0
dx
dz0z
0x
0dx
zd0z
Lx2
2
Estruturas Aeroespaciais Estabilidade Estrutural 19
• Introduzindo as condições de fronteira acima descritas na Equação de equilíbrio:
• Para não obtermos a solução trivial (C1=C2=C3=C4=0):
Viga encastrada apoiada
0kLcosCkLsinC
0CLCkLcosCkLsinC
0CkC
0CC
21
4321
31
42
0kLkLtan
Estruturas Aeroespaciais Estabilidade Estrutural 20
• A 1ª carga critica de encurvadura e o modo de instabilidade serão:
Viga encastrada apoiada
22
2
cr L
EI16.20
L
EI49.4P
1
L
x49.4cos
L
x49.4
L
x49.4sinC)x(z 1
Estruturas Aeroespaciais Estabilidade Estrutural 21
• As condições
fronteira serão:
Viga duplamente encastrada
0
dx
dz0z
0x
0
dx
dz0z
Lx
Estruturas Aeroespaciais Estabilidade Estrutural 22
• Introduzindo as condições de fronteira acima descritas na Equação de equilíbrio:
• Solução possível
Viga duplamente encastrada
0CkLsinkCkLcoskC
0CLCkLcosCkLsinC
0CkC
0CC
321
4321
31
42
......3,2,1m,mxkL,0kLsin
Estruturas Aeroespaciais Estabilidade Estrutural 23
• As cargas criticas de encurvadura e os modos de instabilidade serão:
Viga duplamente encastrada
......3,2,1n,L
EIn4P
2
22)n(
cr
z(x)=C2 cos kx + C4 = C2 (cos kx-1)
....3,2,1n,L
n2k
Estruturas Aeroespaciais Estabilidade Estrutural 24
Comprimento equivalente
• Todas as cargas criticas encontradas podem ser descritas na forma:
• Le é o comprimento equivalente que seria necessário para uma coluna de Euler (simplesmente apoiada) ter a mesma carga crítica do que a coluna em questão
2
2
ecr
L
EIP
Estruturas Aeroespaciais Estabilidade Estrutural 25
Comprimento equivalente
• Para os casos estudados:• Le=L Coluna de Euler (simplesmente apoiada)
• Le=0.5L Coluna duplamente encastrada
• Le=0.7L Coluna encastrada apoiada
• Le=2L Coluna encastrada livre
Estruturas Aeroespaciais Estabilidade Estrutural 26
Exemplo
• Considere-se a coluna da figura abaixo, onde a rigidez da metade esquerda é quatro vezes maior que a rigidez de metade direita:
Estruturas Aeroespaciais Estabilidade Estrutural 27
Exemplo Continuação
• Considere-se a coluna da figura abaixo, onde a rigidez da metade esquerda é quatro vezes maior que a rigidez de metade direita:
Estruturas Aeroespaciais Estabilidade Estrutural 28
Exemplo
• Considere-se a coluna simplesmente apoiada, de rigidez EI e comprimento L, carregada a meio vão pela força axial P:
Estruturas Aeroespaciais Estabilidade Estrutural 29
Exemplo continuação
• Considere-se a coluna simplesmente apoiada, de rigidez EI e comprimento L, carregada a meio vão pela força axial P:
Estruturas Aeroespaciais Estabilidade Estrutural 30
Exemplo continuação
• Considere-se a coluna simplesmente apoiada, de rigidez EI e comprimento L, carregada a meio vão pela força axial P:
Estruturas Aeroespaciais Estabilidade Estrutural 31
Colunas com apoios elásticos
• Numa estrutura muitas vezes os apoios são da viga são elásticos e não rígidos:
• Em que os apoios de têm rigidez extensional ki (força por unidade de comprimento, N/m) e rigidez torcional hi (momento por radiano, Nm/rad).
Estruturas Aeroespaciais Estabilidade Estrutural 32
Colunas com apoios elásticos
• A equação de equilíbrio é a já encontrada para os casos anteriores.
• As condições de fronteira serão
dx
dzhhM
zVx
000
000
dx
dzhhM
zVLx
LLL
LL
Estruturas Aeroespaciais Estabilidade Estrutural 33
Colunas com apoios elásticos
• Pode-se então escrever para os momentos:
• Para o esforço transverso:
LzhMLzEI
zhMzEI
EI
Mz
LL'''
'00
'''' 00
LzVLzPLzEI
zVzPzEIzPzEIV
LL
''''00
'''''''' 000
Estruturas Aeroespaciais Estabilidade Estrutural 34
Colunas com apoios elásticos
• Introduzindo os parâmetros:
• Obtêm-se
EI
h
EIi
ii
i
0
0000
0
000
'2'''0
'2'''
'''
'0
''
LzLzkLz
zzkz
LzLz
zz
L
L
Estruturas Aeroespaciais Estabilidade Estrutural 35
Colunas com apoios elásticos
• Dado que a solução é a já encontrada :
• Podemos escrever:
4321 sincos CxCkxCkxCz
0sincos
cossincossin0
0cossinsincos
0
4321
32
2133
23
1
401032
23
23
321222
1
30202
1
CLCkLCkLC
CkkLCkLCkkLkCkLkCCCCkCkCk
CkLkCkLkCkLCkkLkC
CCkkC
LLLL
LLL
Estruturas Aeroespaciais Estabilidade Estrutural 36
Colunas com apoios elásticos
• Que simplificando dá o sistema:
• Cuja equação característica é
002
cos2
sin
0
003
005
00
2000
4000
60
k
kLkLkk
kLkLkLk
LL
LLLLLL
LLLLLLl
0sincos
0sincoscossin
0
0
432
21
322
12
4032
10
30202
1
CCLkCkLCkL
CCkLkkLkCkLkkLk
CCkC
CCkkC
LLLL
LLL
Estruturas Aeroespaciais Estabilidade Estrutural 37
Colunas com apoios elásticos
• Vamos agora aplicar este método às vigas já estudadas:– Coluna simplesmente apoiada
• Não há deslocamento : Mola com rigidez infinita
• Rotação livre: Mola com rigidez zero
0
00
0
x
0L
LLx
Estruturas Aeroespaciais Estabilidade Estrutural 38
Coluna simplesmente apoiada
• Introduzindo no sistema encontrado:
• Para não obter a solução trivial
2
2
0sinL
EIPnkLkL cr
0
0sin
0
0
0sin
0sin
00
0
3
2
4
1
43
2
2
22
430
2
4032
12
C
CkL
C
C
CCLk
CkL
CkLk
CCk
CCk
Ck
L
Estruturas Aeroespaciais Estabilidade Estrutural 39
Coluna Encastrada-Livre
– Encastramento• Não há deslocamento : Mola com rigidez infinita
• Não há Rotação: Mola com rigidez infinita
– Extremo livre• Deslocamento livre: Mola com rigidez zero
• Rotação Livre: Mola com rigidez zero
0
00
x
0
0
L
LLx
Estruturas Aeroespaciais Estabilidade Estrutural 40
Coluna Encastrada-Livre
• Então o nosso sistema será:
• Com a solução não trivial:
2
2
22120cos
L
EIPnkLkL cr
0
0cos
0
0
0
0cos
00
00
3
12
41
2
32
12
41430
2
1
323210
2
C
CkLk
CC
C
Ck
CkLk
CCCCk
C
CkCCkCCk
Estruturas Aeroespaciais Estabilidade Estrutural 41
Coluna Encastrada-Apoiada
– Encastramento• Não há deslocamento : Mola com rigidez infinita
• Não há Rotação: Mola com rigidez infinita
– Apoiada• Não há deslocamento : Mola com rigidez infinita
• Rotação Livre: Mola com rigidez zero
0
00
x
0L
LLx
Estruturas Aeroespaciais Estabilidade Estrutural 42
Coluna Encastrada-Apoiada
• Então o nosso sistema será:
• Com a solução não trivial:kLkL tan
0tan
tan
0
0sincos
0sincos
00
00
2
21
41
23
4321
22
12
41430
2
1
323210
2
CkLkL
CkLC
CC
kCC
CLCCkLCkL
CkLkCkLk
CCCCk
C
CkCCkCCk
Estruturas Aeroespaciais Estabilidade Estrutural 43
Coluna Duplamente Encastrada
– Encastramento• Não há deslocamento : Mola com rigidez infinita
• Não há Rotação: Mola com rigidez infinita
0
00
x
L
LLx
Estruturas Aeroespaciais Estabilidade Estrutural 44
Coluna Duplamente Encastrada
• Então o nosso sistema será:
• Pode-se obter:
0
0
cos1sin
sincos1
4
2
C
C
kLkLkL
kLkL
0sincos
0cossin
0sincos
0cossin
0
0
4224
224
41
23
4321
321
41
32
CkLCCkLCkL
CCkLCkL
CC
kCC
CLCCkLCkL
CCkLkCkLk
CC
CkC
Estruturas Aeroespaciais Estabilidade Estrutural 45
Coluna Duplamente Encastrada
• Cuja equação característica é
0sincos12
0sinsincoscos21
0sinsincos122
22
kLkLkL
kLkLkLkLkL
kLLkkLkL
Estruturas Aeroespaciais Estabilidade Estrutural 46
Exemplo
• Considere-se uma coluna uniforme, simplesmente apoiada em um dos apoios e tendo o outro apoio com elasticidade extensional de rigidez , conforme a figura abaixo.
Estruturas Aeroespaciais Estabilidade Estrutural 47
Exemplo
• Considere-se agora a coluna do exemplo anterior mas à qual se substitui o apoio esquerdo por um encastramento, tal como demonstrado na figura abaixo:
Estruturas Aeroespaciais Estabilidade Estrutural 48
• As colunas das estruturas porticadas são um exemplo muito comum de colunas com apoios elásticos.
• A rigidez extensional das vigas BC é igual a (EI)1/L1. Na maioria dos casos práticos esta rigidez costuma tomar-se como infinitamente grande.
Estabilidade de Pórticos
Estruturas Aeroespaciais Estabilidade Estrutural 49
Estabilidade de Pórticos
• Então o modelo para o cálculo das cargas críticas das colunas AB
• Onde a rigidez de rotação h do apoio B baseada nas propriedades de flexão das vigas BC
Estruturas Aeroespaciais Estabilidade Estrutural 50
Estabilidade de Pórticos
• Para deduzir estas rigidezes de rotação impõe-se um momento concentrado no apoio B da viga BC.
•
• Para o 1º caso:
432
23
1'''' 00 CxCxCxCzzk
Estruturas Aeroespaciais Estabilidade Estrutural 51
Estabilidade de Pórticos
• Onde são impostas as condições de fronteira:
1
32
4
1
'
11
'' 2
000
EI
hCC
C
EI
hz
EI
h
EI
Mz
zx
026
0
0
0
211
4132
123
11''1
CLC
CLCLCLC
z
zLx
Estruturas Aeroespaciais Estabilidade Estrutural 52
Estabilidade de Pórticos
• Obtém-se assim
• Ou seja a rigidez torcional para os casos 1,3 (viga apoiada no extremo C)
3211
1
311
3211
211
1
32
2
6
03
2
CLCEI
hCLC
CLCLCEI
hCC
1
13,1
3
L
EIh
Estruturas Aeroespaciais Estabilidade Estrutural 53
Estabilidade de Pórticos
• Para o segundo caso (viga encastrada na extremidade C)
• Com condições de fronteira43
22
31
'''' 00 CxCxCxCzzk
1
32
4
1
'
11
'' 2
000
EI
hCC
C
EI
hz
EI
h
EI
Mz
zx
Estruturas Aeroespaciais Estabilidade Estrutural 54
Estabilidade de Pórticos
• E
• Obtendo-se o sistema
• De onde se pode finalmente obter a rigidez torcional para os casos 2 e 4 :
023
0
0
0
3122
11
3122
11' CLCLC
CLCLC
z
zLx
1
3
1
3
312
1
32 4
02
2
EI
hC
L
C
CLCEI
hCC
1
14,2
4
L
EIh
Estruturas Aeroespaciais Estabilidade Estrutural 55
Estabilidade de Pórticos
• Podemos agora aplicar ao pórtico 1 e 2:– Apoio simples (x=0)
• Não há deslocamento : Mola com rigidez infinita α0= ∞
• Rotação Livre: Mola com rigidez zero β0= 0
– Apoio elástico (x=L) • Não há deslocamento : Mola com rigidez infinita αl= ∞
• Rotação condicionada: Mola com rigidez βl= h1,2/EI
Estruturas Aeroespaciais Estabilidade Estrutural 56
Estabilidade de Pórticos
• Substituindo nas equações para a viga com apoios elásticos obtém-se:
• Ou seja
L
kLkLkkLk
LCkLC
CCkLkkLk
C
C
LLLL
sinsincos
0sin
0sincos
0
0
2
32
322
4
1
kLL
kLkL
L
1cot
Estruturas Aeroespaciais Estabilidade Estrutural 57
Estabilidade de Pórticos
• Dado que o nosso βL depende de h que por sua vez depende da condição fronteira em C obtém-se para os casos 1 e 2
1
1
1
1 4,
321 LEI
EI
LEI
EILL
Estruturas Aeroespaciais Estabilidade Estrutural 58
Estabilidade de Pórticos
• Podemos agora aplicar ao pórtico 3 e 4:– Encastramento (x=0)
• Não há deslocamento : Mola com rigidez infinita α0= ∞
• Não há Rotação : Mola com rigidez infinita β0= ∞
– Apoio elástico (x=L) • Não há deslocamento : Mola com rigidez infinita αl= ∞
• Rotação condicionada: Mola com rigidez βl= h1,2/EI
Estruturas Aeroespaciais Estabilidade Estrutural 59
Estabilidade de Pórticos
• Substituindo nas equações para a viga com apoios elásticos obtém-se:
• Ou seja
0sincos
0sincoscossin
0
0
4321
322
12
41
32
CLCkLCkLC
CCkLkkLkCkLkkLk
CC
CkC
LLL
0sin1cos
sincoscossin
21
22
12
CkLkLCkL
CkkLkkLkCkLkkLk LLL
Estruturas Aeroespaciais Estabilidade Estrutural 60
Estabilidade de Pórticos
• E finalmente
• Dado que o nosso βL depende de h que por sua vez depende da condição fronteira em C obtém-se para os casos 3 e 4
02cos2sin1 22 LkLLkkLLk LLL
1
1
1
1 4,
343 LEI
EI
LEI
EILL
Estruturas Aeroespaciais Estabilidade Estrutural 61
Exemplo
• Considerem-se agora os dois pórticos da figura abaixo, os quais se distinguem apenas pelas condições dos apoios. Determinar a carga crítica que provocará a instabilidade destes pórticos de modo anti-simétrico indicado na figura.
Estruturas Aeroespaciais Estabilidade Estrutural 62
Exemplo
• Considerem-se agora os dois pórticos da figura abaixo, os quais se distinguem apenas pelas condições dos apoios. Determinar a carga crítica que provocará a instabilidade destes pórticos de modo anti-simétrico indicado na figura.
Estruturas Aeroespaciais Estabilidade Estrutural 63
Coluna com carregamento descentrado
• Na prática as cargas axiais nunca se exercem segundo o eixo longitudinal da viga.
• Este factor pode ser devido a imperfeições geométricas, imperfeições do material ou mesmo desalinhamento da carga axial.
• Pode existir por isso uma excentricidade no carregamento axial.
Estruturas Aeroespaciais Estabilidade Estrutural 64
Coluna com carregamento descentrado
• Continuamos a ter a mesma equação de flexão:
• Cuja solução continua a ser :
02
22
4
4
dx
zdk
dx
zdEI
Pk
4321 CxCkxcosCkxsinCz
Estruturas Aeroespaciais Estabilidade Estrutural 65
Coluna com carregamento descentrado
• Condições de fronteira para este caso
ekCk
CCek
EI
eP
EI
Mz
zx 2
12
412''
000
ekkLCkkLCk
CLCkLCkLCek
EI
eP
EI
Mz
zLx 2
22
12
43212''
sincos
0sincos0
Estruturas Aeroespaciais Estabilidade Estrutural 66
Coluna com carregamento descentrado
• Resolvendo o sistema obtém-se
• Deflexão completamente determinada
kL
kLeC
C
eC
eC
sin
cos10
2
3
4
1
1sin
sin
cos1cos kx
kL
kLkxez
Estruturas Aeroespaciais Estabilidade Estrutural 67
Coluna com carregamento descentrado
• Estudando o ponto de deflexão máxima:
• Deflexão máxima é obtida a x=L/2
2sin
cos1tan
0cossin
cos1sin0
kLkx
kL
kLkx
kxkL
kLkx
dx
dz
ekLez 2secmax
Estruturas Aeroespaciais Estabilidade Estrutural 68
Coluna com carregamento descentrado
• Carga crítica quando
• Ou seja
• O momento de Flexão máximo
• E a correspondente tensão máxima de compressão
maxz
2
2
22 L
EIP
kLcr
2secmaxmax
kLePezPM
I
cM
A
P maxmax
Estruturas Aeroespaciais Estabilidade Estrutural 69
Efeitos de imperfeições iniciais
• Então para um determinado ponto da coluna já existe um momento flector dado por
20
2
0 dx
zdEIM
Estruturas Aeroespaciais Estabilidade Estrutural 70
Efeitos de imperfeições iniciais
• Ao ser aplicada a carga axial P o momento flector terá um acréscimo:
20
22
2
22
20
2
2
2
20
2
2
2
0
dx
zdzk
dx
zdzk
dx
zd
dx
zd
zPdx
zdEI
dx
zdEIzPMMM
Estruturas Aeroespaciais Estabilidade Estrutural 71
Efeitos de imperfeições iniciais
• Dado que a deformada inicial também tem que respeitar as condições de fronteira z0(0)=z0(L)=z’’0(0)=z’’0(L)=0 a sua forma pode ser dado por:
• Então a equação de equilíbrio é:
1
0 sinn
n L
xnAz
1
22
22
2
2
sinn
n L
xnAn
Lzk
dx
zd
Estruturas Aeroespaciais Estabilidade Estrutural 72
Efeitos de imperfeições iniciais
• A solução da equação anterior é:
• Introduzindo as condições de fronteira z(0)=0=z(L) (ou seja C1=0=C2)
12
2
21 sinsincosn
n
L
xn
n
AnkxCkxCz
)(2
22
EulerP
PLk
cr
12
2
sinn
n
L
xn
n
Anz
Estruturas Aeroespaciais Estabilidade Estrutural 73
Efeitos de imperfeições iniciais
• Se P=Pcr, onde estamos numa situação de equilíbrio neutro, onde a deformada encontra-se perfeitamente definida. Logo
• E então pode-se escrever
1
2
11
ncr nPP
L
xAzPP cr
sin1
1
Estruturas Aeroespaciais Estabilidade Estrutural 74
Efeitos de imperfeições iniciais
• A maior flecha será a meio vão da coluna:
crPPAA
z
11
11max
Estruturas Aeroespaciais Estabilidade Estrutural 75
Vigas sujeitas a carregamentos axiais e transversais
• Vamos agora estudar a viga com carregamentos transversais para além da carga axial de compressão
Estruturas Aeroespaciais Estabilidade Estrutural 76
Vigas sujeitas a carregamentos axiais e transversais
• Analisando uma secção da coluna
a
LxxEI
wzk
dx
zd
PzxwLx
wdx
zdEI
PzxwLx
wxM
222
2
2
2
2
2
022
022
Estruturas Aeroespaciais Estabilidade Estrutural 77
Vigas sujeitas a carregamentos axiais e transversais
• Com a solução
• A que são impostas as condições de fronteira
22
21
2
2sincos
kLxx
P
wkxCkxCz
kLkLPk
wC
Pk
wC
kLL
P
wkLCkL
Pk
wLz
Pk
wCz
cos1sin
02
2sincos0)(
00)0(
22
21
222
22
21
Estruturas Aeroespaciais Estabilidade Estrutural 78
Vigas sujeitas a carregamentos axiais e transversais
• Obtendo-se a equação da deformada
• Dado que se assumiu que o carregamento é simétrico tem-se que a meio vão
2
22
2
2sin
sin
cos1cos
kLxx
P
wkx
kL
kLkx
Pk
wz
P
wLkL
Pk
wz
Lx
81
2sec:
2
2
2max
Estruturas Aeroespaciais Estabilidade Estrutural 79
Vigas sujeitas a carregamentos axiais e transversais
• Temos também
• Que também se pode escrever
1
2sec
222:
2 2max
2
max
2
max
kL
k
wPz
LwPz
Lxw
xwM
Lx
1
2sec
2
2
maxcr
cr
P
P
P
PwLM
Estruturas Aeroespaciais Estabilidade Estrutural 80
Vigas sujeitas a carregamentos axiais e transversais
aW
AB
L
aWR
L
aLWR
LRaWM
WRRF
A
B
AB
BAx
0
0
Estruturas Aeroespaciais Estabilidade Estrutural 81
Vigas sujeitas a carregamentos axiais e transversais
• Fazendo o equilíbrio de momentos na parte à direita e à esquerda da coluna
• Com solução
LEI
xLaLWzkz
LEI
axWzkz
xLRPzMxMaLx
xRPzMxMaLx
B
A
22''
2
12''
1
00
00
LEI
xLaLWkxCkxCz
PL
axWkxCkxCz
sincos
sincos
432
211
Estruturas Aeroespaciais Estabilidade Estrutural 82
Vigas sujeitas a carregamentos axiais e transversais
• Aplicando as condições de fronteira e continuidade
PL
aWaLkkLaLkkC
PL
aWaLkkCaLzaLz
aLPL
aWaLkkLaLkC
aLPL
aWaLkCaLzaLz
kLCCkLCkLCLz
Cz
sintancos
cos)()(
sintansin
sin)()(
tan0sincos0)(
00)0(
4
2'
2'
1
4
221
43432
11
Estruturas Aeroespaciais Estabilidade Estrutural 83
Vigas sujeitas a carregamentos axiais e transversais
• De onde se obtém
• Pode-se considerar o caso particular da carga aplicada a meio vão x=L/2.
kLkP
aLkWC
kLkP
kaWC
tansin
sinsin
4
2
2
22
221max
cos
1
2sin
sin
,42
sin22
L
L
kPk
W
kLPk
kWC
P
LW
LkCLzLzz