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Lezioni sull’analisi FEM di strutture in materiale compositoh
e I
I”
MATERIALE COMPOSITO (DEFINIZIONE OPERATIVA)
MATERIALE OTTENUTO PER UNIONE DI DUE O PIU’ MATERIALI,CHIMICAMENTE E/O FISICAMENTE DISTINTI A LIVELLO
Mecc
an
ich CHIMICAMENTE E/O FISICAMENTE DISTINTI A LIVELLO
MACROSCOPICO ED INSOLUBILI, AVENTE PROPRIETA’TECNOLOGICAMENTE MIGLIORI RISPETTO A QUELLE DEICOMPONENTI SOTTO UNO O PIU’ ASPETTI
Str
utt
ure
0
05
-6
COMPONENTI SOTTO UNO O PIU ASPETTI
stit
a d
elle
cdem
ico
20
zio
ne A
ssis
An
no
aca
c“P
rog
ett
az
Co
rso
di
“
Lezioni sull’analisi FEM di strutture in materiale compositoh
e I
I”
COMPOSITI NATURALI
MOLTI TESSUTI NATURALI POSSONO ESSERE FATTI RIENTRARE
Mecc
an
ich NELLA DEFINIZIONE PRECEDENTE:
•LEGNO•OSSA
Str
utt
ure
0
05
-6
•MUSCOLI
ESEMPIO: CANNE DI BAMBU’, COSTITUITE DA FIBRE DI CELLULOSA AD
stit
a d
elle
cdem
ico
20 ALTA RESISTENZA ORIENTATE IN SENSO PARALLELO ALL’ASSE,
ANNEGATE IN UNA MATRICE POROSA AVENTE FUNZIONI DI COLLEGAMENTO.
zio
ne A
ssis
An
no
aca
c“P
rog
ett
az
Co
rso
di
“
Lezioni sull’analisi FEM di strutture in materiale compositoh
e I
I”
PRIME APPLICAZIONI DEI MATERIALI COMPOSITI
ANTICO EGITTO: FABBRICAZIONE MATTONI CON ARGILLA MISCHIATA A
Mecc
an
ich PAGLIA TRITATA.
L’ARGILLA, COSTITUENTE BASE DEL MATTONE, HA UN’OTTIMA
Str
utt
ure
0
05
-6
RESISTENZA A COMPRESSIONE, MA UNA SCARSA RESISITENZA ATRAZIONELA PAGLIA CONSENTE DI MIGLIORARE LA RESISTENZA A TRAZIONEDEL MATTONE
stit
a d
elle
cdem
ico
20 DEL MATTONE
zio
ne A
ssis
An
no
aca
c“P
rog
ett
az
Co
rso
di
“
Lezioni sull’analisi FEM di strutture in materiale compositoh
e I
I”
MATERIALI COMPOSITI MODERNI
SONO GENERALMENTE COSTITUITI DALL’UNIONE DI UN MATERIALE DI RIEMPIMENTO (MATRICE) CON UNO DI RINFORZO E POSSONO ESSERE CLASSIFICATI IN BASE ALLA FORMA
Mecc
an
ich (MATRICE) CON UNO DI RINFORZO E POSSONO ESSERE CLASSIFICATI IN BASE ALLA FORMA
DI QUEST’ULTIMO:
• A FIBRE GLI UNICI AVENTI UNA LARGA DIFFUSIONE AL MOMENTO
Str
utt
ure
0
05
-6
DIFFUSIONE AL MOMENTO ATTUALE SONO I COMPOSITI A FIBRE
stit
a d
elle
cdem
ico
20
•A PARTICELLE (PARTICULATE)•A FIOCCHI (FLAKES)
zio
ne A
ssis
An
no
aca
c“P
rog
ett
az
Co
rso
di
“
Lezioni sull’analisi FEM di strutture in materiale compositoh
e I
I”
PRINCIPALI CARATTERISTICHE PECULIARI DI UNA STRUTTURA IN MATERIALE COMPOSITO
Mecc
an
ich
• piccolo spessore• forte anisotropia del materiale per quanto riguarda:
• proprietà elastiche
Str
utt
ure
0
05
-6
p p• resistenza
• elevate prestazioni in termini di rigidezza e resistenza• maggiori difficoltà di analisi rispetto ad un materiale isotropo, con:
stit
a d
elle
cdem
ico
20 gg p p
• riduzione dei casi per i quali è possibile una soluzione analitica• maggiore ricorso a metodi numerici, quali il FEM
zio
ne A
ssis
An
no
aca
c“P
rog
ett
az
Co
rso
di
“
Lezioni sull’analisi FEM di strutture in materiale compositoh
e I
I”
MACROMECCANICA DELLA LAMINA
• STUDIA IL COMPORTAMENTO MACROSCOPICO
Mecc
an
ich STUDIA IL COMPORTAMENTO MACROSCOPICO
DELLA LAMINA, CONSIDERATA COME UN CORPO ELASTICO, OMOGENEO, ANISOTROPO (ORTOTROPO)
Str
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0
05
-6
( )
stit
a d
elle
cdem
ico
20
zio
ne A
ssis
An
no
aca
c“P
rog
ett
az
• FORNISCE LE RELAZIONI TRA STATI DI TENSIONE
Co
rso
di
“
E DEFORMAZIONE, NEI DIVERSI POSSIBILI SISTEMI DI RIFERIMENTO
Lezioni sull’analisi FEM di strutture in materiale composito
MACROMECCANICA DELLA LAMINAh
e I
I”
MACROMECCANICA DELLA LAMINA
TIPI DI RELAZIONE σ−ε
Mecc
an
ich
⎪⎫
⎪⎧
⎪⎫
⎪⎧ xx
εε
σσ
Notazione
Str
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ure
0
05
-6 { } { }
⎪⎪
⎪⎪⎪
⎬
⎪⎪
⎪⎪⎪
⎨=
⎪⎪
⎪⎪⎪
⎬
⎪⎪
⎪⎪⎪
⎨=xy
z
y
xy
z
y
γεε
ετσσ
σ
stit
a d
elle
cdem
ico
20
⎪⎪
⎭⎪⎪
⎩⎪⎪
⎭⎪⎪
⎩ zx
yz
zx
yz
γγ
ττ
L di H k
zio
ne A
ssis
An
no
aca
c Legge di Hooke
Matr. di rigidezza
“Pro
gett
az
{ } [ ] { }{ } [ ] { }σε
εσ⋅=⋅=
SC Per materiali che ammettano
un potenziale elastico:C C
Co
rso
di
“
Matr. di cedevolezzaCij = Cji
Lezioni sull’analisi FEM di strutture in materiale compositoh
e I
I”
MATERIALI ANISOTROPI
Gli l i d ll i i [C] d [S] i
Mecc
an
ich • Gli elementi delle matrici [C] ed [S] sono tutti
indipendenti tra loro
Str
utt
ure
0
05
-6st
ita d
elle
cdem
ico
20
• Per caratterizzare completamente un materiale anisotropo sono necessarie 21 costanti elastiche indipendenti
zio
ne A
ssis
An
no
aca
c indipendenti
• Per fortuna i materiali completamente anisotropi sono rari; la maggior parte dei materiali presenta
“Pro
gett
az sono rari; la maggior parte dei materiali presenta
alcune SIMMETRIE nella distribuzione spaziale delle proprietà meccaniche
Co
rso
di
“
Lezioni sull’analisi FEM di strutture in materiale composito
MATERIALI CON UN PIANO DI SIMMETRIA (MONOCLINI)h
e I
I”
MATERIALI CON UN PIANO DI SIMMETRIA (MONOCLINI)
• Se il piano ortogonale all’asse Z è di simmetria, la relazione σ−ε deve restare la stessa cambiando il versodell’asse Z.• Dato che cambiando il verso dell’asse Z le componenti di deformazione γyz e γzx cambiano di segno,
Mecc
an
ich Dato che cambiando il verso dell asse Z le componenti di deformazione γyz e γzx cambiano di segno,
mentre le componenti di tensione σx, σy, σz e τxy non cambiano di segno, per garantire l’invarianza devono annullarsi nella matrice [C] i termini che legano tra loro tali componenti.
Str
utt
ure
0
05
-6
Z13 costanti indipendenti
stit
a d
elle
cdem
ico
20
⎪⎫
⎪⎧
⎥⎤
⎢⎡
⎪⎫
⎪⎧ xx
CCCCCCCCCCC εσ 161514131211
=0
zio
ne A
ssis
An
no
aca
c
⎪⎪
⎪⎪⎪
⎬
⎪⎪
⎪⎪⎪
⎨
⎥⎥⎥⎥⎥⎥
⎢⎢⎢⎢⎢⎢
=
⎪⎪
⎪⎪⎪
⎬
⎪⎪
⎪⎪⎪
⎨xy
z
y
xy
z
y
CCCCCCCCCCCC
γεε
τσσ
464544
36353433
2625242322
-Z
“Pro
gett
az
⎪⎪
⎭⎪⎪
⎩⎥⎥
⎦⎢⎢
⎣
=⎪⎪
⎭⎪⎪
⎩ zx
yz
zx
yz
CCC
γγ
ττ
66
5655
Co
rso
di
“
Lezioni sull’analisi FEM di strutture in materiale composito
MATERIALI CON TRE PIANI DI SIMMETRIA (ORTOTROPI)h
e I
I”
MATERIALI CON TRE PIANI DI SIMMETRIA (ORTOTROPI)Si dimostra che i piani devono essere tra loro ortogonali.• Sono particolarmente adatti a rappresentare il comportamento della lamina a fibre parallele.
Piano
Mecc
an
ich
Piano
parallelo alle fibre
3 (dir. ortogonale al piano medio)
Str
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0
05
-6
Piano medio
2 (dir. ortogonale alle fibre)
stit
a d
elle
cdem
ico
20
Piano normale alle fibre 1 (dir. parallela alle fibre)
zio
ne A
ssis
An
no
aca
c
• Per questi materiali esiste un sistema di riferimento privilegiato, detto SISTEMA PRINCIPALE, i cui assi ll li ll tt i t i d i i i di i t i d i i l l i f
“Pro
gett
az sono paralleli alle rette intersezione dei piani di simmetria ed in cui la relazione σ−ε assume una forma
semplice; tale sistema è solitamente indicato con 1-2-3, per distinguerlo dal sistema generico indicato con X-Y-Z
Co
rso
di
“
Lezioni sull’analisi FEM di strutture in materiale compositoh
e I
I” • Nel sistema di riferimento principale la relazione σ−ε assume la forma:
Mecc
an
ich
⎪⎫
⎪⎧
⎥⎤
⎢⎡
⎪⎫
⎪⎧ xx CCC εσ 131211 000
Str
utt
ure
0
05
-6
⎪
⎪⎪⎪
⎬⎪
⎪⎪⎪
⎨⎥⎥⎥⎥⎥
⎢⎢⎢⎢⎢
=⎪
⎪⎪⎪
⎬⎪
⎪⎪⎪
⎨xy
z
y
xy
z
y
CCCC
γεε
τσσ
44
33
2322
00000000
stit
a d
elle
cdem
ico
20
⎪⎪⎪
⎭⎪⎪⎪
⎩⎥⎥⎥
⎦⎢⎢⎢
⎣
=⎪⎪⎪
⎭⎪⎪⎪
⎩ zx
yz
xy
zx
yz
xy
CC
γγγ
ττ
66
55
44
0
zio
ne A
ssis
An
no
aca
c
• Il materiale può essere quindi caratterizzato con 9 costanti indipendenti
“Pro
gett
az
Co
rso
di
“
Lezioni sull’analisi FEM di strutture in materiale composito
MATERIALI ORTOTROTROPIh
e I
I”
MATERIALI ORTOTROTROPIRELAZIONE σ−ε IN TERMINI DI COSTANTI INGEGNERISTICHE
⎥⎤
⎢⎡ −− 3121 0001 νν
EEE
Mecc
an
ich
⎪⎪⎫
⎪⎪⎧
⎥⎥⎥⎥⎥
⎢⎢⎢⎢⎢
−−
−−
⎪⎪⎫
⎪⎪⎧
2
13
32
21
12
321
2
1
1
0001
σσ
νν
νν
εε EEE
EEE
Str
utt
ure
0
05
-6
⎪⎪
⎪⎪
⎬
⎪⎪
⎪⎪
⎨
⎥⎥⎥⎥⎥⎥
⎢⎢⎢⎢⎢⎢
=
⎪⎪
⎪⎪
⎬
⎪⎪
⎪⎪
⎨12
3
2
12
32
23
1
13
12
3
2
001000
0001
ττσ
νν
γγε
G
EEE
stit
a d
elle
cdem
ico
20
⎪⎪
⎭⎪⎪
⎩
⎥⎥⎥⎥⎥
⎢⎢⎢⎢⎢⎪
⎪
⎭⎪⎪
⎩ 31
23
23
12
31
23
100000
010000 ττ
γγ
G
zio
ne A
ssis
An
no
aca
c ⎥⎦
⎢⎣ 131
00000G
• Le 9 costanti indipendenti possono essere viste come:3 d li di Y (di 1 2 3)
“Pro
gett
az • 3 moduli di Young (dir. 1, 2 e 3)
• 3 moduli di taglio• 3 coefficienti di Poisson
• Per simmetria infatti deve essere: 311332232112 νννννν
===
Co
rso
di
“
313221 EEEEEE===
Lezioni sull’analisi FEM di strutture in materiale composito
LIMITAZIONI SULLE CARATTERISTICHE DEI MATERIALIh
e I
I”
LIMITAZIONI SULLE CARATTERISTICHE DEI MATERIALI
• Esistono alcune limitazioni sui valori che le costanti di un materiale possono assumere affinché il materiale stesso abbia senso fisico
Mecc
an
ich
MATERIALI ISOTROPI
00 EGE
Str
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ure
0
05
-6
( ) 012
;0 >+
=>ν
GE
( ) 0213
>E 2
11 <<− ν
stit
a d
elle
cdem
ico
20 ( )213 − ν
MATERIALI ORTOTROPI
zio
ne A
ssis
An
no
aca
c
0, >ijij SC1
0, 3131
<⋅>−−
jiij
GEνν
“Pro
gett
az
021 133221322331132112 >⋅⋅⋅−⋅−⋅−⋅− ννννννννν
Co
rso
di
“
Lezioni sull’analisi FEM di strutture in materiale composito
LAMINA ORTOTROPA IN STATO PIANO DI TENSIONEh
e I
I”
• Si tratta di un modello molto importante in quanto i compositi sono generalmente utilizzati sotto forma di elementi di piccolo spessore, per i quali l’ipotesi di stato piano di tensione risulta soddisfacente; esistono però situazioni, trattate a parte, che richiedono analisi 3D.
Mecc
an
ich • Nel sistema principale, la relazione σ−ε assume la forma seguente:
ν
ττσ
⎥⎤
⎢⎡
===
21
23133
01
0
Str
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ure
0
05
-6 { } [ ] { }σετσσ
ν
γεε
⋅=⎪⎭
⎪⎬
⎫
⎪⎩
⎪⎨
⎧⋅
⎥⎥⎥⎥⎥⎥
⎢⎢⎢⎢⎢⎢
−
−
=⎪⎭
⎪⎬
⎫
⎪⎩
⎪⎨
⎧So
EE
EE
12
2
1
21
12
2
21
1
12
2
1
1
01
0
stit
a d
elle
cdem
ico
20
εννν
ννσ
γ
⎫⎧⎥⎥⎤
⎢⎢⎡
⋅−⋅
⋅−⎫⎧
⎭⎩
⎥⎥⎥
⎦⎢⎢⎢
⎣
⎭⎩
EE
G
2112
121
2112
1
12
12
12
011
100
zio
ne A
ssis
An
no
aca
c
{ } [ ] { }εσγεε
ννννν
τσσ
⋅=⎪⎭
⎪⎬
⎫
⎪⎩
⎪⎨
⎧⋅
⎥⎥⎥⎥⎥
⎦⎢⎢⎢⎢⎢
⎣
⋅−⋅−⋅
=⎪⎭
⎪⎬
⎫
⎪⎩
⎪⎨
⎧Qo
G
EE
12
2
1
12
2112
2
2112
212
21122112
12
2
1
00
011
“Pro
gett
az ⎦⎣
• Le matrici di rigidezza e cedevolezza comprendono 4 costanti indipendenti
Co
rso
di
“
Lezioni sull’analisi FEM di strutture in materiale composito
RELAZIONE σ−ε IN UN S R GENERICOh
e I
I”
RELAZIONE σ ε IN UN S.R. GENERICO
13Z θ
Mecc
an
ich
2 X
Y
• Si consideri un SR generico (XYZ) ottenuto ruotando di
Str
utt
ure
0
05
-6
• Si consideri un SR generico (XYZ), ottenuto ruotando di un angolo θ attorno all’asse “3” del SR principale (123); le tensioni nel nuovo SR potranno essere ottenute in base alle ben note relazioni di trasformazione dei tensori:
stit
a d
elle
cdem
ico
20
)sen();cos( ϑϑ == nm
zio
ne A
ssis
An
no
aca
c
{ } [ ] { }1231
2
1
22
22
22
22
)();(
σστσσ
τσσ
⋅=⎪⎭
⎪⎬
⎫
⎪⎩
⎪⎨
⎧⋅
⎥⎥⎥
⎦
⎤
⎢⎢⎢
⎣
⎡
−−
−=
⎪⎭
⎪⎬
⎫
⎪⎩
⎪⎨
⎧−To
nmmnmnmnmnmnnm
xyzy
x
“Pro
gett
az 12ττ ⎭⎩⎥⎦⎢⎣⎭⎩ nmmnmnxy
Co
rso
di
“
Lezioni sull’analisi FEM di strutture in materiale compositoh
e I
I”
• Una relazione analoga vale per il tensore delle deformazioni, tenendo conto che la relativa componente di taglio, εxy, è pari a metà della componente ingegneristica, γxy
001 εε ⎫⎧⎤⎡⎫⎧
Mecc
an
ich
{ } [ ] { }
{ } [ ] { }200010001
εεεεε
γεε
⋅=⎪⎭
⎪⎬
⎫
⎪⎩
⎪⎨
⎧
⋅⎥⎥⎥
⎦
⎤
⎢⎢⎢
⎣
⎡=
⎪⎭
⎪⎬
⎫
⎪⎩
⎪⎨
⎧
Ro xyzxyz
xy
y
x
xy
y
x
Str
utt
ure
0
05
-6
{ } [ ] { }123123 εε ⋅= R
stit
a d
elle
cdem
ico
20
{ } [ ] { }1231 εε ⋅= −Txyz
zio
ne A
ssis
An
no
aca
c
{ } [ ] { } [ ] [ ] { } [ ] [ ] [ ] { }12311
1231 εεεε ⋅⋅⋅=⋅⋅=⋅= −−− RTRTRR xyzxyz
“Pro
gett
az
Co
rso
di
“
Lezioni sull’analisi FEM di strutture in materiale composito
• E’ adesso immediato costruire la relazione σ−ε nel generico SRh
e I
I”
• E adesso immediato costruire la relazione σ−ε nel generico SR.
{ } [ ] { } [ ] [ ] { }[ ] [ ] [ ] [ ] [ ] { } [ ] { }
xyz
QRTRQT
QTT
εε
εσσ
⋅=⋅⋅⋅⋅⋅=
=⋅⋅=⋅=−−
−−
11
1231
1231
Mecc
an
ich [ ] [ ] [ ] [ ] [ ] { } [ ] { }xyzxyz QRTRQT εε ==
• La matrice di rigidezza nel sistema generico ha la seguente forma:
Str
utt
ure
0
05
-6 [ ]⎥⎥⎥
⎦
⎤
⎢⎢⎢
⎣
⎡=
333231
232221
131211
QQQQQQQQQ
Q
stit
a d
elle
cdem
ico
20
le cui componenti sono date da:
zio
ne A
ssis
An
no
aca
c
⎪⎪⎫
⎪⎪⎧
⎥⎥⎥⎤
⎢⎢⎢⎡
−+⎪⎪⎪⎪⎫
⎪⎪⎪⎪⎧
1122224422
224224
224224
22
11
44242
nmnmnmnmnmmnmnnmnnmm
QQQ
“Pro
gett
az
( ) ( )( ) ( )
( )⎪⎪⎭
⎪⎬
⎪⎪⎩
⎪⎨⋅
⎥⎥⎥⎥⎥⎥
⎦⎢⎢⎢⎢⎢⎢
⎣ −−−−−−−−
−+=
⎪⎪⎪⎪
⎭
⎪⎪⎬
⎪⎪⎪⎪
⎩
⎪⎪⎨
33
22
12
222222222
223223
223223
33
23
13
12
222
4
QQQ
nmnmnmnmmnmnnmmnmnmnnmmnmnnmmnnm
nmnmnmnm
QQQQ
Co
rso
di
“ ( ) ⎥⎦⎢⎣⎪⎭⎪⎩ 33 2 nmnmnmnmQ
Lezioni sull’analisi FEM di strutture in materiale compositoh
e I
I”
13
Y
Z θ
Mecc
an
ich
2 X
Str
utt
ure
0
05
-6st
ita d
elle
cdem
ico
20
OSSERVAZIONE: Nel SR principale la relazione σ−ε assume una forma semplice, mentre nel SR generico essa risulta simile a quella di un materiale anisotropo. I termini della matrice sono però ⎪⎭
⎪⎬
⎫
⎪⎩
⎪⎨
⎧⋅
⎥⎥⎥
⎦
⎤
⎢⎢⎢
⎣
⎡=
⎪⎭
⎪⎬
⎫
⎪⎩
⎪⎨
⎧
QQQQQ
γεε
τσσ
12
2
1
33
2221
1211
12
2
1
0000
zio
ne A
ssis
An
no
aca
c funzione di 4 soli parametri, mentre in un materiale anisotropo i parametri indipendenti sarebbero 6.
⎭⎩⎥⎦⎢⎣⎭⎩ Q γτ 123312 00
“Pro
gett
az
⎪
⎪⎬
⎫
⎪
⎪⎨
⎧
⋅⎥⎥⎤
⎢⎢⎡
=⎪
⎪⎬
⎫
⎪
⎪⎨
⎧
y
x
y
x
QQQQQQ
εε
σσ
232221
131211
Co
rso
di
“
⎪⎭
⎬⎪⎩
⎨⎥⎥⎦⎢
⎢⎣
⎪⎭
⎬⎪⎩
⎨
xy
y
xy
y
QQQ γτ 333231
Lezioni sull’analisi FEM di strutture in materiale composito
ASPETTI PARTICOLARI DEL COMPORTAMENTO DELLA LAMINA ORTOTROPAh
e I
I”
• Lamina sollecitata in modo che le direzioni principali dello stato di deformazione (o tensione) coincidanocon il SR principale della lamina (123)
Mecc
an
ich
00
0ˆ
12
1122
1
=≠⋅−=
≠=
γενε
εε1
Str
utt
ure
0
05
-6
012γ
⎪⎬
⎫⎪⎨
⎧⋅⎥
⎥⎤
⎢⎢⎡
=⎪⎬
⎫⎪⎨
⎧00 112111
εε
σσ
QQQQ2
stit
a d
elle
cdem
ico
20
⎪⎭
⎬⎪⎩
⎨⋅⎥⎥⎦⎢
⎢⎣
=⎪⎭
⎬⎪⎩
⎨000
00
2
33
22212 εσQ
zio
ne A
ssis
An
no
aca
c
• In questo caso τ12=0 e le direzioni principali delle tensioni coincidono con quelle delle deformazioni e con gli assi del SR 123.
“Pro
gett
az
• In generale, se le direzioni principali dello stato di deformazione (tensione) coincidono con gli assi del SR principale del materiale (123), esse coincidono anche con le direzioni principali dello stato di tensione (deformazione).
Co
rso
di
“
• Questo comportamento è analogo a quello ben noto di un qualsiasi materiale isotropo, per il quale le direzioni principali dello stato di tensione sono sempre coincidenti con quelle dello stato di deformazione.
Lezioni sull’analisi FEM di strutture in materiale composito
• Lamina sollecitata in modo che le direzioni principali dello stato di deformazione (o tensione) non coincidanoh
e I
I”
00
≠≠x
εε
• Lamina sollecitata in modo che le direzioni principali dello stato di deformazione (o tensione) non coincidanocon il SR principale della lamina (123)
X 1
Mecc
an
ich
⎫⎧⎤⎡⎫⎧ QQQ εσ
00
=
≠
xy
y
γ
ε
Y
Str
utt
ure
0
05
-6 ⎪⎭
⎪⎬
⎫
⎪⎩
⎪⎨
⎧⋅
⎥⎥⎥
⎦
⎤
⎢⎢⎢
⎣
⎡=
⎪⎭
⎪⎬
⎫
⎪⎩
⎪⎨
⎧
0333231
232221
131211
y
x
xy
y
x
QQQQQQQQQ
εε
τσσ
2
stit
a d
elle
cdem
ico
20
zio
ne A
ssis
An
no
aca
c
• In questo caso τxy è diverso da 0 e le direzioni principali delle tensioni non coincidono con quelle delle deformazioni
• In generale se le direzioni principali dello stato di deformazione (tensione) non coincidono con gli assi del
“Pro
gett
az • In generale, se le direzioni principali dello stato di deformazione (tensione) non coincidono con gli assi del
SR principale del materiale (123), esse non coincidono neppure con le direzioni principali dello stato di tensione (deformazione).
Co
rso
di
“
Lezioni sull’analisi FEM di strutture in materiale compositoh
e I
I” • Di conseguenza, se si sollecita la lamina nella direzione delle fibre essa mostra un comportamento01 ≠σ
σ1
Mecc
an
ich direzione delle fibre essa mostra un comportamento
analogo a quello di un materiale isotropo, allungandosi nella direzione del carico e contraendosi in direzione trasversale
0
00
122
1
==≠
τσσ
Str
utt
ure
0
05
-6
000
12
2
1
=≠≠
γεε
stit
a d
elle
cdem
ico
20
0≠xσ
σx
zio
ne A
ssis
An
no
aca
c
• Se invece la si sollecita in una direzione inclinata rispetto alle fibre, essa mostrerà anche 0
0
≠
==
x
xyy
ε
τσ
“Pro
gett
az inclinata rispetto alle fibre, essa mostrerà anche una deformazione di taglio, deformandosi come in figura
00
≠
≠
xy
y
x
γ
ε
Co
rso
di
“
Lezioni sull’analisi FEM di strutture in materiale compositoh
e I
I”
• La figura illustra la variazione di due costanti ingegneristiche del materiale, il modulo di Young in direzione “x” (E )
13
Y
Z θ
Mecc
an
ich modulo di Young in direzione x (Ex)
ed il modulo di taglio nel sistema “xy” (G.xy) al variare dell’angolo θ del SR “xy” con il SR principale del materiale. Si nota come G presenti una
2 X
Str
utt
ure
0
05
-6
Si nota come Gxy presenti una variazione simmetrica con massimo a 45°, mentre Exy presenta una variazione graduale; da notare che Exy non assume necessariamente valore massimo o5 E+4
stit
a d
elle
cdem
ico
20 necessariamente valore massimo o
minimo agli estremi dell’intervallo.4 E+4
[MPa
] E1=46270 MPaE2=5939 MPa
zio
ne A
ssis
An
no
aca
c
2 E+4
3 E+4
i di E
last
icità
ExGxy
“Pro
gett
az
1 E+4Mod
uli
Co
rso
di
“
0 E+00 15 30 45 60 75 90
Angolo inclinazione fibre θ [°]
Lezioni sull’analisi FEM di strutture in materiale composito
MACROMECCANICA DEL LAMINATOh
e I
I”
MACROMECCANICA DEL LAMINATO
SISTEMI DI RIFERIMENTO• Nello studio dei laminati si usa solutamente un SR scelto caso per caso in base alla geometria del pezzo ed in
Mecc
an
ich generale non coincidente con i SR principali delle singole lamine
• Ciascuna lamina è caratterizzata dall’angolo che l’asse “1” del suo SR principale fa con la direzione di riferimento, in genere con l’asse “X” del SR del laminato.
Str
utt
ure
0
05
-6
Z
stit
a d
elle
cdem
ico
20
SR del laminato
zio
ne A
ssis
An
no
aca
c
Y
“Pro
gett
az
XSR principale della
lamina
Co
rso
di
“
1θ
lamina
Lezioni sull’analisi FEM di strutture in materiale compositoTIPI SPECIALI DI LAMINATI
he I
I”
• SIMMETRICI: per ogni lamina con inclinazione θ ne esiste un’altra con la stessa inclinazione in posizione simmetrica rispetto al piano medio
Mecc
an
ich
p. medio
45° 0° 30° 90° 30° 0° 45°
Str
utt
ure
0
05
-6 • ANTISIMMETRICI: per ogni lamina con inclinazione +θ ne esiste un’altra con inclinazione -θ in posizione simmetrica rispetto al piano medio
stit
a d
elle
cdem
ico
20
45° 0° -30° 90° 30° 0° -45°
zio
ne A
ssis
An
no
aca
c
p. medio
• EQUILIBRATI: per ogni lamina con inclinazione +θ ne esiste un’altra con inclinazione -θ in posizione l i i
“Pro
gett
az qualsiasi
45° -45° 30° 90° 60° -30° -60°
Co
rso
di
“
p. medio
Lezioni sull’analisi FEM di strutture in materiale composito
l i i i i i d l di l i d
he I
I”
• “CROSS PLY”: laminati costituiti da una alternanza di lamine a 0° ed a 90°.
0° 90° 0° 90° 0° 90° 0°
Mecc
an
ich
p. medio
• “ANGLE PLY”: laminati costituiti da una alternanza di lamine a +θ ed a −θ.
Str
utt
ure
0
05
-6
30° -30° 30° -30° 30° -30° 30°
stit
a d
elle
cdem
ico
20
p. medio
• “QUASI ISOTROPI”: laminati simmetrici costituiti da un uguale numero di lamine a 0°, +45°, -45° e
zio
ne A
ssis
An
no
aca
c QUASI ISOTROPI : laminati simmetrici costituiti da un uguale numero di lamine a 0 , 45 , 45 e 90° (in qualsiasi ordine); devono essere costituiti da almeno 8 lamine ed hanno proprietà elastiche nel piano medio indipendenti dalla direzione.
“Pro
gett
az
90° -45° 0° 45° 45° 0° -45° 90°
Co
rso
di
“
p. medio
Lezioni sull’analisi FEM di strutture in materiale composito
DESIGNAZIONE DEI LAMINATIh
e I
I”
DESIGNAZIONE DEI LAMINATI
• La disposizione delle lamine (sequenza di impacchettamento o di “lay-up”) del laminato viene specificata attraverso una designazione convenzionale, in cui le orientazioni delle diverse lamine sono riportate nell’ordine in cui appaiono attraversando lo spessore
Mecc
an
ich nell ordine in cui appaiono attraversando lo spessore.
• Esempio:
0°
Str
utt
ure
0
05
-6
[0/+45/-45/90]oppure
45°
-45°]90/45/0[ ±
stit
a d
elle
cdem
ico
20
90°
• Esistono poi speciali convenzioni volte a rendere la designazione più sintetica. Per laminati simmetrici si usa
zio
ne A
ssis
An
no
aca
c il pedice S, dopo aver indicato metà delle lamine:
0°
“Pro
gett
az
45°
45°S]45/0[
Co
rso
di
“
0°
Lezioni sull’analisi FEM di strutture in materiale compositoh
e I
I”
• Nel caso in cui il piano medio attraversi una lamina, questa viene soprasegnata:
0°
45°p medio
Mecc
an
ich soprasegnata:
45°
90°s]09/45/0[p. medio
Str
utt
ure
0
05
-6 -30°
45°
0°
stit
a d
elle
cdem
ico
20
• Per laminati antisimmetrici si usa il pedice “Q” dopo aver indicato metà delle lamine; si noti la
45°
[(-30/45)2]Q
-30°
zio
ne A
ssis
An
no
aca
c possibilità di indicare sequenze ripetute attraverso parentesi ed un pedice numerico che indica il n° di ripetizioni:
[( 30/45)2]Q
-45°
45°
“Pro
gett
az
-45°
30°
Co
rso
di
“
30°
Lezioni sull’analisi FEM di strutture in materiale compositoh
e I
I”
TEORIA CLASSICA DELLA LAMINAZIONE
Mecc
an
ich • Permette di analizzare il comportamento globale dei laminati, studiando la relazione tra carichi applicati e
deformazioni e lo stato di sollecitazione
• Si base sulle seguenti ipotesi:
Str
utt
ure
0
05
-6
• Le lamine sono perfettamente connesse tra loro, con interfaccia rigida a taglio• Una linea ortogonale al piano medio prima della deformazione si mantiene tale anche dopo la deformazione (Kirchoff-Love)
stit
a d
elle
cdem
ico
20 • La prima ipotesi ha come conseguenza la continuità degli spostamenti e delle deformazioni attraverso
l’interfaccia• La seconda ipotesi è desunta dalla teoria dei gusci sottili e presuppone di trascurare la deformabilità a taglio del laminato
i id h i l i i li i i di lidi à d ll i d i i ili li bili l d i
zio
ne A
ssis
An
no
aca
c • E’ necessario considerare che i classici limiti di validità della teoria dei gusci sottili applicabili nel caso dei materiali isotropi (spessore inferiore ad 1/10 delle altre dimensioni caratteristiche) possono non essere sufficientemente restrittivi nel caso dei materiali compositi, in quanto il rapporto tra rigidezza a taglio e rigidezza nel piano medio è, per questi materiali, assai inferiore a quello di un materiale convenzionale.
“Pro
gett
az
Co
rso
di
“
Lezioni sull’analisi FEM di strutture in materiale compositoh
e I
I”
X
S OS A O O
Mecc
an
ich
Y
SPOST. PIANO MEDIOu0= spost. in dir “X”v0= spost. in dir “Y”w0= spost. in dir “Z”β i di “X”
Str
utt
ure
0
05
-6
Z
X
u0
βx=rot. in dir. “X”βy=rot. in dir. “Y”
• Calcolo spostamenti lungo lo spessore:
stit
a d
elle
cdem
ico
20 X
Z
w0
βxx
wx ∂
∂= 0β
zio
ne A
ssis
An
no
aca
c βx
yw
y ∂∂
= 0β
“Pro
gett
az
( )
( ) wx
wzuzuzu x
∂∂
∂⋅−=⋅−=
0
000
β
β
Co
rso
di
“ ( )y
wzuzuzv y ∂∂
⋅−=⋅−= 000 β
Lezioni sull’analisi FEM di strutture in materiale compositoh
e I
I”
• Calcolo deformazioni
Deformazione piano di
Deformazione nello
Mecc
an
ich medio
Curvatura piano medio
spessore
Str
utt
ure
0
05
-6
( )
( )
xxx
wvzv
kzxwz
xu
xzuz
∂∂∂
⋅+=∂
∂⋅−
∂∂
=∂
∂=
2
020
20
)(
)( εε
stit
a d
elle
cdem
ico
20 ( )
( )
yyy
wvuzvzu
kzywz
yv
yzvz
∂∂+
∂∂+
∂
⋅+=∂
∂⋅−
∂∂
=∂
∂=
02
00
0200
2)()(
)(
γ
εε
zio
ne A
ssis
An
no
aca
c ( )
xyxy
xy
kzyx
zxyxy
z
⋅+=
=∂∂
⋅−∂
+∂
=∂
+∂
=
0
000 2)()(
γ
γ
“Pro
gett
az
In forma sintetica: ⎪⎬
⎫⎪⎨
⎧
⋅+⎪⎬
⎫⎪⎨
⎧
=⎪⎬
⎫⎪⎨
⎧
y
x
y
x
y
x
kk
z0
0
εε
εε
Co
rso
di
“
⎪⎭
⎬⎪⎩
⎨⎪⎭
⎬⎪⎩
⎨⎪⎭
⎬⎪⎩
⎨
xy
y
xy
y
xy
y
k0
0
γγ
Lezioni sull’analisi FEM di strutture in materiale composito
d f i li i ll d ll di i i i
he I
I”
OSSERVAZIONE 1: La deformazione è lineare e continua nello spessore, ma, a causa della discontinuità nei valori delle caratteristiche elastiche tra una lamina e l’altra, la tensione è discontinua
ε E σ
Mecc
an
ich +
x =
Str
utt
ure
0
05
-6 -
stit
a d
elle
cdem
ico
20
OSSERVAZIONE 2: Se si applica uno stato di deformazione uniforme (membranale) si osserva che lo stato di tensione può avere una componente flessionale. A causa della variazione delle caratteristiche elastiche nello spessore possono pertanto prodursi accoppiamenti tra deformazioni membranali (flessionali) e componenti di tensione flessionali (membranali).
zio
ne A
ssis
An
no
aca
c te s o e ess o a ( e b a a ).
ε E σ
“Pro
gett
az
x =0≠M
Co
rso
di
“
Lezioni sull’analisi FEM di strutture in materiale composito
DEFINIZIONE CARATTERISTICHE DI SOLLECITAZIONE GENERALIZZATEh
e I
I” X
• Sollecitazioni membranali
Mecc
an
ich
Nx
Nxy
Str
utt
ure
0
05
-6
Y
Z
stit
a d
elle
cdem
ico
20
Ny
• Sollecitazioni flessionali
zio
ne A
ssis
An
no
aca
c
X
M
“Pro
gett
az
Y
Mx
Mxy
Co
rso
di
“ Y
ZMy
Lezioni sull’analisi FEM di strutture in materiale composito
• Assumendo che il laminato sia composto di “n ” lamine e facendo uso della nomenclatura riportata in figura:h
e I
I”
• Assumendo che il laminato sia composto di nl lamine e facendo uso della nomenclatura riportata in figura:
⎫⎧⎫⎧⎫⎧ hN 2/ σσ
Mecc
an
ich
⎞⎛
=⋅⎪⎭
⎪⎬
⎫
⎪⎩
⎪⎨
⎧=⋅
⎪⎭
⎪⎬
⎫
⎪⎩
⎪⎨
⎧=
⎪⎭
⎪⎬
⎫
⎪⎩
⎪⎨
⎧
∑ ∫∫=− −
n
k
z
zxy
y
xh
hxy
y
x
xy
y
x
dzdzNNN
l k
k1
2/
2/ 1 τσσ
τσσ
zk-1 zklamina “k”h
Str
utt
ure
0
05
-6 [ ] [ ] =⎟⎟⎟⎟
⎠
⎞
⎜⎜⎜⎜
⎝
⎛
⋅⋅⎪⎭
⎪⎬
⎫
⎪⎩
⎪⎨
⎧+⋅
⎪⎭
⎪⎬
⎫
⎪⎩
⎪⎨
⎧=⋅
⎪⎭
⎪⎬
⎫
⎪⎩
⎪⎨
⎧= ∑ ∫∫∑ ∫
==−−−
n
k
z
zxy
y
xz
zxy
y
x
k
n
k
z
zxy
y
x
k dzzkkk
dzQdzQl k
k
k
k
l k
k1
0
0
0
1111 γ
εε
γεε Z
stit
a d
elle
cdem
ico
20
[ ] ( ) [ ] ( ) =⎪
⎪⎬
⎫
⎪
⎪⎨
⎧⋅⎟⎟
⎠
⎞⎜⎜⎝
⎛−⋅+
⎪
⎪⎬
⎫
⎪
⎪⎨
⎧⋅⎟⎟
⎠
⎞⎜⎜⎝
⎛−⋅=
⎠⎝ ⎭⎩⎭⎩⎭⎩
∑∑ − − y
xn
kkky
xn
kkkk
xyxyxy
kk
zzQzzQl
k
l
1
220
0
11
0
121ε
ε
γγ
zio
ne A
ssis
An
no
aca
c
[ ] [ ] ⎪⎬
⎫⎪⎨
⎧⋅+⎪
⎬
⎫⎪⎨
⎧⋅=
⎪⎭
⎪⎩
⎠⎝⎪⎭
⎪⎩
⎠⎝ ==
xx
xyk
xyk
kk
BA
k
0
10
1 2
εε
γ
“Pro
gett
az [ ] [ ]
⎪⎭
⎬⎪⎩
⎨+⎪⎭
⎬⎪⎩
⎨=
xy
y
xy
y
kkBA
0
0
γε
d
[ ] ( )∑=
−−⋅=ln
kkkkijij zzQA
11
Co
rso
di
“ dove :[ ] ( )∑
=−
−⋅=l
k
n
kkkijij zzQB
1
2212
1
Lezioni sull’analisi FEM di strutture in materiale composito
• Analogamente per caratteristiche di tipo flessionale si ottiene:h
e I
I”
• Analogamente, per caratteristiche di tipo flessionale si ottiene:
=⋅⋅⎪
⎪⎬
⎫
⎪
⎪⎨
⎧=⋅⋅
⎪
⎪⎬
⎫
⎪
⎪⎨
⎧=
⎪
⎪⎬
⎫
⎪
⎪⎨
⎧
∑ ∫∫n z
y
xh
y
x
y
x
dzzdzzMM
l k2/
σσ
σσ
Mecc
an
ich
[ ] ⎪⎬
⎫⎪⎨
⎧
⎪⎭
⎪⎩
⎪⎭
⎪⎩
⎪⎭
⎪⎩
∑ ∫
∫∫=− −
n z x
k zxy
hxyxy
dzzQ
M
l k
k12/ 1
εε
ττ
Str
utt
ure
0
05
-6
[ ]
⎟⎞
⎜⎛
⎪⎫
⎪⎧
⎪⎫
⎪⎧
=⋅⋅⎪⎭
⎬⎪⎩
⎨= ∑ ∫=
−
n z xz x
k zxy
yk
k
dzzQ
kk
k
0
11
ε
γε
stit
a d
elle
cdem
ico
20
[ ]
⎫⎧⎫⎧
=⎟⎟⎟⎟
⎠⎜⎜⎜⎜
⎝
⋅⋅⎪⎭
⎪⎬
⎪⎩
⎪⎨+⋅⋅
⎪⎭
⎪⎬
⎪⎩
⎪⎨= ∑ ∫∫
=−−
n
k
z
zxy
y
xz
zxy
y
x
k dzzkkdzzQ
l k
k
k
k1
2
0
0
0
11 γε
zio
ne A
ssis
An
no
aca
c
[ ] ( ) [ ] ( ) =⎪⎭
⎪⎬
⎫
⎪⎩
⎪⎨
⎧⋅⎟⎟
⎠
⎞⎜⎜⎝
⎛−⋅+
⎪⎭
⎪⎬
⎫
⎪⎩
⎪⎨
⎧⋅⎟⎟
⎠
⎞⎜⎜⎝
⎛−⋅= ∑∑
==−−
xy
y
xn
kkk
xy
y
xn
kk
kkk
zzQzzQl
k
l
kk1
33
0
0
0
1
2211 3
121
γεε
“Pro
gett
az
[ ] [ ]⎪⎭
⎪⎬
⎫
⎪⎩
⎪⎨
⎧⋅+
⎪⎭
⎪⎬
⎫
⎪⎩
⎪⎨
⎧⋅=
⎭⎩⎭⎩
y
x
y
x
yy
kkk
DB 0
0
εε
d
[ ] ( )∑=
−−⋅=
l
kk
n
kkijij zzQB
1
2212
1
Co
rso
di
“ ⎪⎭
⎪⎩
⎪⎭
⎪⎩ xyxy k0γ dove :
[ ] ( )∑=
−−⋅=
l
k
n
kkkijij zzQD
1
3313
1
Lezioni sull’analisi FEM di strutture in materiale composito
RELAZIONE GENERALE TRA CAR DI SOLLECITAZIONE E DEF NIh
e I
I”
RELAZIONE GENERALE TRA CAR. DI SOLLECITAZIONE E DEF.NI
⎪⎫
⎪⎧
⎪⎫
⎪⎧
NN xox
εε
Mecc
an
ich
{ }{ }
{ }{ }⎭
⎬⎫
⎩⎨⎧
=⎪
⎪⎪⎪⎪
⎬⎪
⎪⎪⎪⎪
⎨⎭⎬⎫
⎩⎨⎧
=⎪
⎪⎪⎪⎪
⎬⎪
⎪⎪⎪⎪
⎨ kkMN
MNN
x
xy
yo
x
xy
y
00 εγε
Str
utt
ure
0
05
-6
{ } { }⎭⎩
⎪⎪⎪⎪
⎭⎪⎪⎪⎪
⎩
⎭⎩
⎪⎪⎪⎪
⎭⎪⎪⎪⎪
⎩ kk
MM
xy
y
x
xy
y
x
stit
a d
elle
cdem
ico
20
{ }{ }
[ ] [ ][ ] [ ]
{ }{ }⎭
⎬⎫
⎩⎨⎧
⋅⎥⎦
⎤⎢⎣
⎡=
⎭⎬⎫
⎩⎨⎧
kDBBA
MN 0ε
zio
ne A
ssis
An
no
aca
c { } [ ] [ ] { }⎭⎩⎥⎦
⎢⎣⎭⎩ kDBM
[A] : relazione tra sollecitazioni membranali e deformazioni del piano medio
“Pro
gett
az [A] : relazione tra sollecitazioni membranali e deformazioni del piano medio
[D] : relazione tra sollecitazioni flessionali e curvature
[B] : relazione tra sollecitazioni membranali e curvature e tra sollecitazioni membranali e deformazioni
Co
rso
di
“ [B] : relazione tra sollecitazioni membranali e curvature e tra sollecitazioni membranali e deformazioni del piano medio (termine misto)
Lezioni sull’analisi FEM di strutture in materiale composito
FORMA ASSUNTA DALLE MATRICI [A], [B] E [D]h
e I
I”[ ], [ ] [ ]
000000
00
XXXXXX
XXXX
⎥⎥⎤
⎢⎢⎡
⎥⎥⎤
⎢⎢⎡
⎥⎥⎤
⎢⎢⎡
Mecc
an
ich
[ ]00000
altriglituttiAXXXX
−−−−−
⎥⎥⎦⎢
⎢⎣⎥
⎥⎦⎢
⎢⎣⎥
⎥⎦⎢
⎢⎣
ortotropoomogeneomat.
Str
utt
ure
0
05
-6
[ ]
""
simmetricinonsimmetricinonBiequilibrat
plycross−
−−
omogeneomat
p
stit
a d
elle
cdem
ico
20 [ ]
[ ]simmetrici
simmetricinonsimmetricinonB
−
−−−ortotropo
omogeneomat.
zio
ne A
ssis
An
no
aca
c [ ]
riciantisimmet
altriglituttiD
−
−−ortotropo
omogeneomat.
“Pro
gett
az
"" plycross −−
• Dalla tabella risulta che i soli laminati “cross-ply” simmetrici, dotati cioè di un numero dispari di lamine hanno
Co
rso
di
“
un comportamento deformativo assimilabile a quello di un corpo fatto di materiale omogeneo ortotropo; per tutti gli altri sono presenti termini aggiuntivi, che danno ad esempio accoppiamenti tra sollecitazioni flessionali e deformazioni membranali
Lezioni sull’analisi FEM di strutture in materiale composito
• Questi termini aggiuntivi producono spesso comportamenti inusuali; a titolo di esempio, il termine B13
he I
I”
Questi termini aggiuntivi producono spesso comportamenti inusuali; a titolo di esempio, il termine B13introduce un accoppiamento tra sollecitazioni membranali in direzione “x” (Nx) e torsioni (kxy); in conseguenza di ciò, il laminato sottoposto a trazione lungo “x” subirà, oltre ad un allungamento, anche una torsione.
Mecc
an
ich
Nx
Str
utt
ure
0
05
-6st
ita d
elle
cdem
ico
20
k
zio
ne A
ssis
An
no
aca
c kxy
“Pro
gett
az
Co
rso
di
“
Lezioni sull’analisi FEM di strutture in materiale composito
• E’ tuttavia interessante osservare che l’importanza di tali termini aggiuntivi va rapidamente decrescendo alh
e I
I”
• E tuttavia interessante osservare che l importanza di tali termini aggiuntivi va rapidamente decrescendo al crescere del numero delle lamine; pertanto un laminato con molte lamine (15-20) si comporta sostanzialmente come se fosse fatto di un materiale omogeneo ortotropo; la giustificazione appare evidente dalla figura
Laminato a 2 lamine
Mecc
an
ich
ε E σ
Str
utt
ure
0
05
-6
x =01 ≠M
stit
a d
elle
cdem
ico
20
Laminato a 4 lamine
zio
ne A
ssis
An
no
aca
c
ε E σ
Laminato a 4 lamine
“Pro
gett
az
x =12 MM <
Co
rso
di
“
Lezioni sull’analisi FEM di strutture in materiale compositoh
e I
I”
TENSIONI INTERLAMINARI
• La Teoria Classica della Laminazione (TCL) non si occupa di valutare le componenti di tensione dirette lungo lo spessore del laminato ritenute di entità trascurabile; tuttavia esistono alcune situazioni nelle quali tali
Mecc
an
ich lo spessore del laminato, ritenute di entità trascurabile; tuttavia esistono alcune situazioni nelle quali tali
componenti possono assumere valori elevati e risultare il fattore determinante per la resistenza del pezzo.
• Tali situazioni si verificano soprattutto ai bordi liberi del laminato (tanto che il meccanismo responsabile del loro insorgere viene spesso indicato con il termine “effetto di bordo”) ma possono riscontrasi anche in altre
Str
utt
ure
0
05
-6
loro insorgere viene spesso indicato con il termine effetto di bordo ), ma possono riscontrasi anche in altre situazioni, come carichi concentrati, variazioni di geometria etc.
• L’insorgere di tali stati di tensione è solitamente legato al diverso modo di deformarsi che le lamine che compongono il laminato mostrerebbero se fossero tra loro indipendenti
stit
a d
elle
cdem
ico
20 compongono il laminato mostrerebbero, se fossero tra loro indipendenti.
• Tali deformazioni di corpo libero produrrebbero uno stato di spostamento non congruente tra le diverse lamine, per recuperare il quale è necessario che le lamine stesse si scambino delle forze; questo scambio si verifica principalmente in prossimità dei bordi liberi dando luogo a stati di tensione agenti sulla interfaccia tra
zio
ne A
ssis
An
no
aca
c verifica principalmente in prossimità dei bordi liberi, dando luogo a stati di tensione agenti sulla interfaccia tra le lamine, detti tensioni interlaminari.
• Al fine di illustrare i concetti esposti, prenderemo in esame i due principali meccanismi attraverso i quali possono prodursi tensioni interlaminari al bordo libero di un laminato:
“Pro
gett
az possono prodursi tensioni interlaminari al bordo libero di un laminato:
• Differenza nei coefficienti di Poisson (Poisson mismatch)• Differenza nelle deformazioni di taglio (Shear disagreement)
Co
rso
di
“
Lezioni sull’analisi FEM di strutture in materiale composito
“POISSON MISMATCH”h
e I
I”
• Si tratta di un fenomeno osservabile in particolare al bordo di laminati “crosss-ply”;
z
Mecc
an
ich
y
90°
0°
Str
utt
ure
0
05
-6
90°
0°
stit
a d
elle
cdem
ico
20
• Si supponga di sottoporre il laminato ad una deformazione uniforme lungo “x”; se le lamine fossero libere si cotrarrebbero lateralmente nel modo indicato in figura, dato che ν12 > ν21.
z
zio
ne A
ssis
An
no
aca
c
90°εy=-ν21εx
“Pro
gett
az
y0°
εy=-ν12εx
Co
rso
di
“
Lezioni sull’analisi FEM di strutture in materiale composito
• Il ripristino della congruenza potrà essere ottenuto attraverso tensioni σ di trazione nella lamina a 0° e dih
e I
I”
• Il ripristino della congruenza potrà essere ottenuto attraverso tensioni σy di trazione nella lamina a 0 e di compressione nella lamina a 90°.• Tali stati di tensione, non essendo dovuti a carichi esterni, saranno auto-equilibrati sull’intero spessore del laminato e saranno sostanzialmente uniformi ad una certa distanza dal bordo libero.
Mecc
an
ich z
90° σy<0
Str
utt
ure
0
05
-6
y0° σy>0
stit
a d
elle
cdem
ico
20
• Questi stati di tensione devono annullarsi sul bordo libero; pertanto, per assicurare l’equilibrio della lamina in prossimità di esso devono intervenire tensioni tangenziali di tipo τzy.
zio
ne A
ssis
An
no
aca
c
zBordo libero
“Pro
gett
az
τzy
Co
rso
di
“ y
σy
Lezioni sull’analisi FEM di strutture in materiale composito
• Una più dettagliata analisi delle condizioni di equilibrio mostra poi come le rette di azione della σy e della τzy
he I
I”p g q p y zy
siano diverse, per cui è necessario un momento di reazione attorno all’asse “x”; tale momento viene fornito da una distribuzione di tensioni di tipo σz aventi risultante nulla.• Le tensioni σz e τzy sono dette “interlaminari” e corrispondono a delle forze scambiate tra le lamine attraverso l’interfaccia. σ
Mecc
an
ich z
90°
σy
Str
utt
ure
0
05
-6
yτzy
stit
a d
elle
cdem
ico
20
σz
• In sostanza, dal punto di vista fisico la lamina a 90° viene “spinta” e quella a 0° viene “tirata” da forze autoequilibrate scambiate attraverso l’interfaccia in direzione “y” in prossimità del bordo libero; tali forze
zio
ne A
ssis
An
no
aca
c autoequilibrate scambiate attraverso l’interfaccia in direzione “y” in prossimità del bordo libero; tali forze producono, ad una certa distanza dal bordo, lo stato di tensione σy che compensa la tendenza ad una diversa contrazione laterale. z
“Pro
gett
az
90°εy=-ν21εx
Co
rso
di
“
y0°εy=-ν12εx
Lezioni sull’analisi FEM di strutture in materiale composito
• Il tipico andamento delle tensioni interlaminari in prossimità del bordo libero per un laminato “cross-ply” è h
e I
I”
riportato nella figura; si può osservare come la σz risulti distribuita in modo da produrre una risultante nulla e, soprattutto, come essa risulti singolare in corrispondenza dell’interfaccia, analogamente a quanto si verifica all’apice di un difetto (anche è necessario precisare che il grado di singolarità è diverso).
Mecc
an
ich
Tensione
Str
utt
ure
0
05
-6
τyz
σz
stit
a d
elle
cdem
ico
20
zio
ne A
ssis
An
no
aca
c
0
“Pro
gett
az
Distanza dal bordo liberoSpessore del laminato
01
Co
rso
di
“
Lezioni sull’analisi FEM di strutture in materiale composito
“SHEAR DISAGREEMENT” zh
e I
I”
SHEAR DISAGREEMENT• Si tratta di un fenomeno osservabile in particolare al bordo di laminati “angle-ply”; 45°
Mecc
an
ich
y-45°
45°
Str
utt
ure
0
05
-6
• Si supponga di sottoporre il laminato ad una tensione uniforme lungo “x”; se le lamine fossero libere, non
-45°
stit
a d
elle
cdem
ico
20 essendo sollecitate secondo il loro SR principale si deformerebbero nel modo indicato in figura.
zio
ne A
ssis
An
no
aca
c“P
rog
ett
az
Co
rso
di
“
45° -45°
Lezioni sull’analisi FEM di strutture in materiale composito
• Il ripristino della congruenza potrà essere ottenuto attraverso tensioni τ agenti in senso opposto nelle lamineh
e I
I”
• Il ripristino della congruenza potrà essere ottenuto attraverso tensioni τxy agenti in senso opposto nelle lamine a +45° ed a -45°; in pratica è necessario ottenere γxy=0 ed a tale scopo, non essendo il SR “xyz” principale del materiale, deve essere τxy diverso da 0 (vedi anche la sezione sulla macromeccanica della lamina).• Tali stati di tensione, non essendo dovuti a carichi esterni, saranno auto-equilibrati sull’intero spessore del laminato e sostanzialmente uniformi ad una certa distanza dal bordo libero
Mecc
an
ich laminato e sostanzialmente uniformi ad una certa distanza dal bordo libero.
y
Str
utt
ure
0
05
-6
45° -45°
γxy=0
x
stit
a d
elle
cdem
ico
20
zio
ne A
ssis
An
no
aca
c“P
rog
ett
az
τxy=0
Co
rso
di
“
Lezioni sull’analisi FEM di strutture in materiale composito
• Questi stati di tensione devono annullarsi sul bordo libero; pertanto per assicurare l’equilibrio della lamina inh
e I
I”
• Questi stati di tensione devono annullarsi sul bordo libero; pertanto, per assicurare l equilibrio della lamina in prossimità di esso devono intervenire tensioni tangenziali di tipo τzx.
zBordo libero
Mecc
an
ich
τ
Str
utt
ure
0
05
-6 y
τxyτzx
stit
a d
elle
cdem
ico
20
• Dal punto di vista fisico, analogamente al caso precedente, le lamine vengono sottoposte a taglio da forze autoequilibrate scambiate attraverso l’interfaccia in direzione “x” in prossimità del bordo libero
y
zio
ne A
ssis
An
no
aca
c
45° -45°
γ =0
x
“Pro
gett
az γxy=0
Co
rso
di
“
Deformate di corpo libero
Lezioni sull’analisi FEM di strutture in materiale composito
• Il tipico andamento delle tensioni interlaminari in prossimità del bordo libero per un laminato “angle ply” èh
e I
I”
• Il tipico andamento delle tensioni interlaminari in prossimità del bordo libero per un laminato angle-ply è riportato nella figura; si può osservare come la τzx risulti anch’essa singolare in corrispondenza dell’interfaccia.
Mecc
an
ich
τxz
Str
utt
ure
0
05
-6st
ita d
elle
cdem
ico
20
zio
ne A
ssis
An
no
aca
c
Distanza dal bordo libero0 1
“Pro
gett
az Distanza dal bordo libero
Spessore del laminato
Co
rso
di
“
Lezioni sull’analisi FEM di strutture in materiale composito
MODELLI FEM TIPICI PER STRUTTURE IN COMPOSITOh
e I
I”
MODELLI FEM TIPICI PER STRUTTURE IN COMPOSITO
Elementi Elementi 1 elemento nello
Mecc
an
ich “omogenei” “stratificati”spessore.
Analisi generale tensioni e def.ni
Str
utt
ure
0
05
-6
Elementi
stit
a d
elle
cdem
ico
20
“shell”
Più elementi
zio
ne A
ssis
An
no
aca
c
nello spessore. Studio di casi particolari
“Pro
gett
az
Elementi “solid”
Co
rso
di
“
Lezioni sull’analisi FEM di strutture in materiale composito
MODELLI FEM CON ELEMENTI OMOGENEIh
e I
I”
MODELLI FEM CON ELEMENTI OMOGENEIM
ecc
an
ich Elementi “shell”
Str
utt
ure
0
05
-6 1 elemento nello spessore
stit
a d
elle
cdem
ico
20
Materiale: omogeneo su tutto lo spessore, proprietà:
zio
ne A
ssis
An
no
aca
c p , p portotropo “equivalente”
“Pro
gett
az
Analisi generale del comportamento deformativo. Analisi dello stato di tensione
Co
rso
di
“ Analisi dello stato di tensione in zone di “plane stress”
Lezioni sull’analisi FEM di strutture in materiale composito
FORMA ASSUNTA DALLE MATRICI [A], [B] E [D]h
e I
I”[ ], [ ] [ ]
000000
00
XXXXXX
XXXX
⎥⎥⎤
⎢⎢⎡
⎥⎥⎤
⎢⎢⎡
⎥⎥⎤
⎢⎢⎡
Mecc
an
ich
[ ]00000
altriglituttiAXXXX
−−−−−
⎥⎥⎦⎢
⎢⎣⎥
⎥⎦⎢
⎢⎣⎥
⎥⎦⎢
⎢⎣
ortotropoomogeneomat.
Str
utt
ure
0
05
-6
[ ]
""
simmetricinonsimmetricinonBiequilibrat
plycross−
−−
omogeneomat
p
stit
a d
elle
cdem
ico
20 [ ]
[ ]simmetrici
simmetricinonsimmetricinonB
−
−−−ortotropo
omogeneomat.
zio
ne A
ssis
An
no
aca
c [ ]
riciantisimmet
altriglituttiD
−
−−ortotropo
omogeneomat.
“Pro
gett
az
"" plycross −−
Tuttavia, un laminato con molte lamine (15-20) si comporta sostanzialmente come se fosse fatto di un
Co
rso
di
“
materiale omogeneo ortotropo
Lezioni sull’analisi FEM di strutture in materiale composito
MODELLI FEM CON ELEMENTI OMOGENEIh
e I
I”
Elementi “solid”
MODELLI FEM CON ELEMENTI OMOGENEIM
ecc
an
ich Elementi solid
Str
utt
ure
0
05
-6
Più elementi nello spessore (in genere, più
elementi per lamina)
stit
a d
elle
cdem
ico
20
Materiale: omogeneo
zio
ne A
ssis
An
no
aca
c Materiale: omogeneo ortotropo (variabile da
lamina a lamina)
“Pro
gett
az
Studio di aspetti ti l i ( t i i
Co
rso
di
“ particolari (es. tensioni interlaminari)
Lezioni sull’analisi FEM di strutture in materiale composito
MODELLI FEM CON ELEMENTI STRATIFICATIh
e I
I”
MODELLI FEM CON ELEMENTI STRATIFICATIM
ecc
an
ich Elementi “shell”
Str
utt
ure
0
05
-6 1 elemento nello spessore
stit
a d
elle
cdem
ico
20
Materiale: omogeneo ortotropo (variabile da
zio
ne A
ssis
An
no
aca
c ortotropo (variabile da lamina a lamina)
“Pro
gett
az
Analisi generale del comportamento deformativo. Analisi dello stato di tensione
Co
rso
di
“ Analisi dello stato di tensione in zone di “plane stress”
Lezioni sull’analisi FEM di strutture in materiale composito
MODELLI FEM CON ELEMENTI STRATIFICATIh
e I
I”
Elementi “solid”
MODELLI FEM CON ELEMENTI STRATIFICATIM
ecc
an
ich Elementi solid
Str
utt
ure
0
05
-6
1 elemento nello spessore
stit
a d
elle
cdem
ico
20
Materiale: omogeneo ortotropo (variabile da
zio
ne A
ssis
An
no
aca
c p (lamina a lamina)
“Pro
gett
az
Analisi generale del comportamento deformativo. Adatto per laminati che non
Co
rso
di
“ prispettino l’ipotesi di “piccolo”
spessore
Lezioni sull’analisi FEM di strutture in materiale compositoh
e I
I” QUANDO UN LAMINATO E’ SOTTILE?
Mecc
an
ich
Str
utt
ure
0
05
-6
QUANDO SI PUO’ USARE LA SIMMETRIA?
stit
a d
elle
cdem
ico
20
zio
ne A
ssis
An
no
aca
c“P
rog
ett
az
Co
rso
di
“
Lezioni sull’analisi FEM di strutture in materiale composito
CONSIDERAZIONI DI SIMMETRIAh
e I
I”
CONSIDERAZIONI DI SIMMETRIA
Una proprietà di simmetria, per poter essere utilizzata nell’analisi strutturale, deve valere per:• geometria
Mecc
an
ich • geometria
• vincoli• carichi (può valere anche l’anti-simmetria)• proprietà del materiale Generalmente non considerata esplicitamente perché per un
materiale isotropo è sempre verificata
Str
utt
ure
0
05
-6
materiale isotropo è sempre verificata
Piano di simmetria speculare della geometria
Effetto della riflessione Effetto della riflessione con fibre parallele o ortogonali al piano di simmetria
stit
a d
elle
cdem
ico
20
zio
ne A
ssis
An
no
aca
c“P
rog
ett
az
Co
rso
di
“
Simmetria di riflessione utilizzabile solo in casi particolari
Lezioni sull’analisi FEM di strutture in materiale composito
CONSIDERAZIONI DI SIMMETRIA: Simmetria polareh
e I
I”
CONSIDERAZIONI DI SIMMETRIA: Simmetria polareM
ecc
an
ich
Effetto della riflessioneAsse di simmetria polare
Str
utt
ure
0
05
-6
p
stit
a d
elle
cdem
ico
20
zio
ne A
ssis
An
no
aca
c“P
rog
ett
az
Co
rso
di
“
Lezioni sull’analisi FEM di strutture in materiale composito
Simmetria di riflessioneh
e I
I”
Simmetria di riflessioneLa struttura viene tagliata in corrispondenza del piano di simmetria
Mecc
an
ich
Str
utt
ure
0
05
-6
XYPiano di simmetria
stit
a d
elle
cdem
ico
20
Z
XY
VINCOLI SUI NODI
zio
ne A
ssis
An
no
aca
c ZCarichisimmetrici
Carichiantisimm
“Pro
gett
az simmetrici
Uz=0ROTx=0
antisimm.Uy=0Ux=0
Co
rso
di
“ xROTy=0
xROTz=0
Lezioni sull’analisi FEM di strutture in materiale compositoh
e I
I”M
ecc
an
ich
Str
utt
ure
0
05
-6st
ita d
elle
cdem
ico
20
zio
ne A
ssis
An
no
aca
c“P
rog
ett
az
Co
rso
di
“
Lezioni sull’analisi FEM di strutture in materiale compositoh
e I
I”
SHELL 63 – NON STRATIFICATO PER ANALISI LINEARI ENON LINEARI
Mecc
an
ich
ET,1,63(o 93 o 181) R 1 SP
Spessorel i
ET,1,63(o 93 o 181) R 1 SP
Spessorel i
Str
utt
ure
0
05
-6
R,1,SP lamina R,1,SP lamina
MATERIALE OMOGENEO ORTOTROPO
stit
a d
elle
cdem
ico
20
C***C*** MATERIALE LAMINEC***
MATERIALE OMOGENEO ORTOTROPO
zio
ne A
ssis
An
no
aca
c
MP,EX,1, 23000MP,EY,1, 20700MP,EZ,1, 10000MP,PRXY,1, 0.15MP,PRYZ,1, 0.15
“Pro
gett
az MP,PRXZ,1, 0.15
MP,GXY,1, 4000MP,GYZ,1, 4000MP,GXZ,1, 4000
Co
rso
di
“
Lezioni sull’analisi FEM di strutture in materiale compositoh
e I
I”
SHELL 99 – STRATIFICATO PER ANALISI LINEARI
Mecc
an
ich
Str
utt
ure
0
05
-6st
ita d
elle
cdem
ico
20
ET,1,99,,,,,,,,1 C*** C*** DEFINIZIONE STRATIFICAZIONE
Keyopt (8) = 1 memorizzazionerisultati per tutte le lamine
ET,1,99,,,,,,,,1 C*** C*** DEFINIZIONE STRATIFICAZIONE
Keyopt (8) = 1 memorizzazionerisultati per tutte le lamine
zio
ne A
ssis
An
no
aca
c C DEFINIZIONE STRATIFICAZIONEC*** R,1,NL,,,,,,,,,,, RMORE, RMORE,1,0,SP/NL,1,90,SP/NL
N° lamineImposta il valore di defaultper le costanti 7-12
Ripetere la scheda fino al C l t t d ll t tifi i
C DEFINIZIONE STRATIFICAZIONEC*** R,1,NL,,,,,,,,,,, RMORE, RMORE,1,0,SP/NL,1,90,SP/NL
N° lamineImposta il valore di defaultper le costanti 7-12
Ripetere la scheda fino al C l t t d ll t tifi i
“Pro
gett
az
Mat. 1° lamina
Inclinazione1° lamina
Spessore1° lamina c.s.
2° lamina
Completamento della stratificazione Mat. 1° lamina
Inclinazione1° lamina
Spessore1° lamina c.s.
2° lamina
Completamento della stratificazione
Co
rso
di
“ 1 lamina 1 lamina
Lezioni sull’analisi FEM di strutture in materiale compositoh
e I
I”
SHELL 91 – STRATIFICATO PER ANALISI NON LINEARI
Mecc
an
ich
Str
utt
ure
0
05
-6
N° massimo lamineN° massimo lamine
stit
a d
elle
cdem
ico
20
ET,1,91,50,1,,,,,,1 C*** C*** DEFINIZIONE STRATIFICAZIONE C***
Keyopt (8) = 1 memorizzazionerisultati per tutte le lamine
N massimo lamine
ET,1,91,50,1,,,,,,1 C*** C*** DEFINIZIONE STRATIFICAZIONE C***
Keyopt (8) = 1 memorizzazionerisultati per tutte le lamine
N massimo lamine
zio
ne A
ssis
An
no
aca
c C***R,1,NL,,,,,,,,,,, RMORE, RMORE,1,0,SP/NL,1,90,SP/NL
N° lamineImposta il valore di defaultper le costanti 7-12
Ripetere la scheda fino al Completamento della stratificazione
C***R,1,NL,,,,,,,,,,, RMORE, RMORE,1,0,SP/NL,1,90,SP/NL
N° lamineImposta il valore di defaultper le costanti 7-12
Ripetere la scheda fino al Completamento della stratificazione
“Pro
gett
az
Mat. 1° lamina
Inclinazione1° lamina
Spessore1° lamina c.s.
2° lamina
Completamento della stratificazione Mat. 1° lamina
Inclinazione1° lamina
Spessore1° lamina c.s.
2° lamina
Completamento della stratificazione
Co
rso
di
“
Lezioni sull’analisi FEM di strutture in materiale compositoh
e I
I”
SHELL 181 – STRATIFICATO E NON STRATIFICATO PER ANALISI LINEARI E NON LINEARI
Mecc
an
ich LINEARI E NON LINEARI
Str
utt
ure
0
05
-6st
ita d
elle
cdem
ico
20
ET,1,181,,,,,,,,1 C***
Keyopt (8) = 1 memorizzazionerisultati per tutte le lamine ET,1,181,,,,,,,,1
C***
Keyopt (8) = 1 memorizzazionerisultati per tutte le lamineKeyopt (8) = 1 memorizzazionerisultati per tutte le lamine
zio
ne A
ssis
An
no
aca
c C*** DEFINIZIONE STRATIFICAZIONEC*** SECTYPE,1,SHELL SECDATA,SP/NL,1,0 SECDATA,SP/NL,1,90
Ripetere la scheda fino al Completamento della stratificazione
C*** DEFINIZIONE STRATIFICAZIONEC*** SECTYPE,1,SHELL SECDATA,SP/NL,1,0 SECDATA,SP/NL,1,90
Ripetere la scheda fino al Completamento della stratificazione Ripetere la scheda fino al Completamento della stratificazione
“Pro
gett
az
C*** C*** ATTIVA LA STRATIFICAZIONE INTRODOTTAC*** SECNUM,1
Mat. lamina
Inclinazionelamina
Spessorelamina
C*** C*** ATTIVA LA STRATIFICAZIONE INTRODOTTAC*** SECNUM,1
Mat. lamina
Inclinazionelamina
Spessorelamina
Mat. lamina
Inclinazionelamina
Spessorelamina
Co
rso
di
“ , lamina lamina lamina , lamina lamina lamina lamina lamina lamina
Lezioni sull’analisi FEM di strutture in materiale compositoh
e I
I”
ACCORGIMENTI SPECIFICIIn primo luogo, è opportuno ricordare che le proprietà del materiale sono definite nel SR del singolo elemento, per cui è necessario controllare accuratamente la disposizione spaziale di quest’ultimo in modo che coincida, in ogni punto del modello con le effettive direzioni principali del materiale o con il SR desiderato per il laminato.
A tale scopo si richiede in primo luogo di “allineare” la normale uscente di tutti gli elementi la quale può avere orientamenti diversi a seconda
Mecc
an
ich A tale scopo si richiede in primo luogo di allineare la normale uscente di tutti gli elementi, la quale può avere orientamenti diversi a seconda
delle modalità di creazione, utilizzando uno dei seguenti due comandi:•ANORM,xxx,0 che consente di allineare la normale di tutte le aree attive e degli elementi in esse presenti a quella dell’area xxx•ENORM, xxx che consente di allineare la normale di tutti gli elementi attivi in accordo con quella dell’elemento xxx
La effettiva disposizione delle normali agli elementi può essere controllata con il comando:
Str
utt
ure
0
05
-6
•/NORMAL,,1, seguito dal comando EPLOT
Una volta ottenuta una corretta disposizione delle normali agli elementi, occorre procedere ad allinearne i sistemi di riferimento. A tale scopo è possibile utilizzare i seguenti comandi:•LOCAL,N,... crea un opportuno SR locale attribuendogli il numero identificativo “N”•ESYS N definisce “N” come il SR cui saranno allineati (paralleli) gli assi dei SR degli elementi che saranno creati nel seguito
stit
a d
elle
cdem
ico
20 •ESYS, N definisce N come il SR cui saranno allineati (paralleli) gli assi dei SR degli elementi che saranno creati nel seguito.
Se necessario, la procedura può essere ripetuta per orientare diversamente gli elementi appartenenti alle diverse zone del modello. La disposizione effettiva ottenuta può poi essere controllata tramite le istruzioni da “menu” o con il comando:•/PSYMB,ESYS,1
I f di “ t i ” è ibil tili il d
zio
ne A
ssis
An
no
aca
c In fase di “post-processing” è possibile utilizzare il comando:•LAYER,nper visualizzare i risultati relativi alla lamina “n-esima”. Per “default” vengono rappresentati i risultati relativi alle superfici esterne del laminato.
Si può inoltre usare il comando:•SHELL, TOP (o MID o BOT)
“Pro
gett
az ( )
per selezionare la rappresentazione dei risultati relativi alla superficie superiore (o mediana o inferiore) della lamina.
Infine, è possibile fare uso del comando:•RSYS, xxxper selezionare il sistema di riferimento in cui rappresentare tensioni e deformazioni, allineandolo eventualmente con quello principale della singola lamina
Co
rso
di
“ singola lamina
Lezioni sull’analisi FEM di strutture in materiale compositoh
e I
I”
ESEMPIO DI CONFRONTO FEM DATI SPERIMENTALI
Mecc
an
ich Lastra in tessuto a fibre ortogonali
Str
utt
ure
0
05
-6
Regioni con fibre parallele al piano di osservazione
Regioni con fibre parallele al piano di osservazione
stit
a d
elle
cdem
ico
20
5 m
m5
mm
5 m
m
zio
ne A
ssis
An
no
aca
c
re to
tale
= 5
.5re
tota
le =
5.5
re to
tale
= 5
.5
“Pro
gett
az
Spes
sor
Regioni con fibre ortogonali al
Spes
sor
Spes
sor
Regioni con fibre ortogonali al
Co
rso
di
“
piano di osservazionepiano di osservazione
Lezioni sull’analisi FEM di strutture in materiale compositoh
e I
I”
PROVA DI TRAZIONE
Mecc
an
ich
Str
utt
ure
0
05
-6st
ita d
elle
cdem
ico
20
zio
ne A
ssis
An
no
aca
c“P
rog
ett
az
Co
rso
di
“
Lezioni sull’analisi FEM di strutture in materiale compositoh
e I
I”
PROVA DI FLESSIONE
Mecc
an
ich
Str
utt
ure
0
05
-6st
ita d
elle
cdem
ico
20
zio
ne A
ssis
An
no
aca
c“P
rog
ett
az
Co
rso
di
“
Lezioni sull’analisi FEM di strutture in materiale compositoh
e I
I”
RISULTATI PROVE DI TRAZIONE
Mecc
an
ich
Str
utt
ure
0
05
-6st
ita d
elle
cdem
ico
20
zio
ne A
ssis
An
no
aca
c“P
rog
ett
az
Co
rso
di
“
Lezioni sull’analisi FEM di strutture in materiale compositoh
e I
I”
RISULTATI PROVE DI FLESSIONE
Mecc
an
ich
Str
utt
ure
0
05
-6
-2500
-2000
]
1-0°1-22°30'1-45°
stit
a d
elle
cdem
ico
20
-1500
-1000Car
ico,
P [N
] 1 451-67°30'1-90°
zio
ne A
ssis
An
no
aca
c
-500
“Pro
gett
az 0
-8-7-6-5-4-3-2-10
Spostamento, δ [mm]
Co
rso
di
“
Lezioni sull’analisi FEM di strutture in materiale compositoh
e I
I”
MODELLO FEM PROVA DI TRAZIONE
Mecc
an
ich
Vincolo di
Pressione uniforme
Vincolo di
Pressione uniforme
Str
utt
ure
0
05
-6
Vi l ti li
Vincolo di uguaglianza sugli spostamenti “Y”(comando CP)
Vi l ti li
Vincolo di uguaglianza sugli spostamenti “Y”(comando CP)
stit
a d
elle
cdem
ico
20 Vincolati gli
spostamenti in direzione “X” e “Z”
Vincolati gli spostamenti in direzione “X” e “Z”
zio
ne A
ssis
An
no
aca
c“P
rog
ett
az
Incastro completoIncastro completo
Co
rso
di
“
Lezioni sull’analisi FEM di strutture in materiale compositoh
e I
I”
CRITERIO DI ROTTURA (TSAI-WU)
Mecc
an
ich
C***C*** Tensioni di rottura laminaC***SR1=300SR2=280
D fi i i d i t i t ti i l i
C***C*** Tensioni di rottura laminaC***SR1=300SR2=280
D fi i i d i t i t ti i l i
Str
utt
ure
0
05
-6
SR3=110SR12=55SR23=55SR31=55
====
Definizione dei parametri contenenti i valori delle Tensioni di rottura a trazione e taglio secondo le direzioni principali del materiale
SR3=110SR12=55SR23=55SR31=55
====
Definizione dei parametri contenenti i valori delle Tensioni di rottura a trazione e taglio secondo le direzioni principali del materiale
stit
a d
elle
cdem
ico
20
/POST1
C***C*** CRITERIO DI ROTTURAC***
/POST1
C***C*** CRITERIO DI ROTTURAC***
zio
ne A
ssis
An
no
aca
c CFC,1,S,XTEN,SR1FC,1,S,YTEN,SR2FC,1,S,ZTEN,SR3FC,1,S,XY,SR12FC,1,S,YZ,SR23FC 1 S XZ SR31
Tensioni di rottura a trazione nelle 3 direzioni principali del materiale
Tensioni di rottura a taglio nelle 3 direzioni principali del materiale
CFC,1,S,XTEN,SR1FC,1,S,YTEN,SR2FC,1,S,ZTEN,SR3FC,1,S,XY,SR12FC,1,S,YZ,SR23FC 1 S XZ SR31
Tensioni di rottura a trazione nelle 3 direzioni principali del materiale
Tensioni di rottura a taglio nelle 3 direzioni principali del materiale
“Pro
gett
az FC,1,S,XZ,SR31
C***C*** RAPPRESENTAZIONE RISULTATIC***PLESOL,S,TWSIPLESOL,S,TWSR
Rappresentazione grafica dell’andamentodei due parametri di Tsai-Wu
3 d e o p c pa de ate a eFC,1,S,XZ,SR31C***C*** RAPPRESENTAZIONE RISULTATIC***PLESOL,S,TWSIPLESOL,S,TWSR
Rappresentazione grafica dell’andamentodei due parametri di Tsai-Wu
3 d e o p c pa de ate a e
Co
rso
di
“
Lezioni sull’analisi FEM di strutture in materiale composito
MODELLO FEM MULTI-STRATO LINEAREh
e I
I”
MODELLO FEM MULTI STRATO LINEAREM
ecc
an
ich
Str
utt
ure
0
05
-6st
ita d
elle
cdem
ico
20
250
300
350
0°-90°45°
MODELLO MULTI-STRATO LINEARE
zio
ne A
ssis
An
no
aca
c
150
200
250ns
ione
[MPa
]22°30'-67°30'MEF 0°MEF 22°30'MEF 45°
“Pro
gett
az
50
100
Te
Co
rso
di
“
00 0.01 0.02 0.03 0.04 0.05 0.06
Deformazione
Lezioni sull’analisi FEM di strutture in materiale compositoh
e I
I”
MODELLO DI PLASTICITA’ ANISOTROPA
Mecc
an
ich
c***c***σσ
Str
utt
ure
0
05
-6
c*** Tensioni snervamento laminaC***SN1=500 ! tensione snervamento elevata fittiziaSN2=500 ! per evitare snervamento in direzione fibreSN3=500 SN12=27 ! tensione snervamento a taglio
c*** Tensioni snervamento laminaC***SN1=500 ! tensione snervamento elevata fittiziaSN2=500 ! per evitare snervamento in direzione fibreSN3=500 SN12=27 ! tensione snervamento a taglio
σSNArctan(Ep)σSNArctan(Ep)
stit
a d
elle
cdem
ico
20 SN12=27 ! tensione snervamento a taglio
SN23=27SN31=27EP1=1000 ! modulo plastico fittizio direzione fibreEP2=300 ! modulo plastico stimato a taglioC***
Scelta modello plasticità
SN12=27 ! tensione snervamento a taglioSN23=27SN31=27EP1=1000 ! modulo plastico fittizio direzione fibreEP2=300 ! modulo plastico stimato a taglioC***
Scelta modello plasticità
ε
Arctan(E)
ε
Arctan(E)
zio
ne A
ssis
An
no
aca
c
C*** PROPRIETA' ELASTO-PLASTICHE ANISOTROPEC***TB,ANISOTBDATA,1,SN1,SN2,SN3,EP1,EP1,EP1TBDATA,7,SN1,SN2,SN3,EP1,EP1,EP1TBDATA 13 SN12 SN23 SN31 EP2 EP2 EP2
Tensioni snervamento a trazione nelle 3 dir. princ. materialeModuli plastici corrispondenti
c.s. a compressione
C*** PROPRIETA' ELASTO-PLASTICHE ANISOTROPEC***TB,ANISOTBDATA,1,SN1,SN2,SN3,EP1,EP1,EP1TBDATA,7,SN1,SN2,SN3,EP1,EP1,EP1TBDATA 13 SN12 SN23 SN31 EP2 EP2 EP2
Tensioni snervamento a trazione nelle 3 dir. princ. materialeModuli plastici corrispondenti
c.s. a compressione
“Pro
gett
az TBDATA,13,SN12,SN23,SN31,EP2,EP2,EP2
Tensioni snervamento a taglio Moduli plastici corrispondenti
TBDATA,13,SN12,SN23,SN31,EP2,EP2,EP2
Tensioni snervamento a taglio Moduli plastici corrispondenti
Co
rso
di
“
Lezioni sull’analisi FEM di strutture in materiale composito
MODELLO FEM MULTI-STRATO PLASTICITA’ ANISOTROPAh
e I
I”
MODELLO FEM MULTI STRATO PLASTICITA ANISOTROPAM
ecc
an
ich
Str
utt
ure
0
05
-6st
ita d
elle
cdem
ico
20
250
300
350
0°-90°45°
MODELLO MULTI-STRATO ANISOTROPO
zio
ne A
ssis
An
no
aca
c
150
200
250
nsio
ne [M
Pa]
22°30'-67°30'MEF 0°MEF 22°30'MEF 45°
“Pro
gett
az
50
100
Ten
Co
rso
di
“
00 0.01 0.02 0.03 0.04 0.05 0.06 0.07
Deformazione
Lezioni sull’analisi FEM di strutture in materiale composito
MODELLO DI PLASTICITA’ SECONDO HILLh
e I
I”
S lt t i ltili l di if i tS lt t i ltili l di if i t
MODELLO DI PLASTICITA SECONDO HILLM
ecc
an
ich
C***C*** DEFINIZIONE CURVA DI SNERVAMENTO A 45°C***TB,MISO,1,1,7 TBPT 0 00225 27
Scelta rappresentazione multilineare per la curva σ−ε di riferimentoMateriale
N° punti curva σ−ε
C***C*** DEFINIZIONE CURVA DI SNERVAMENTO A 45°C***TB,MISO,1,1,7 TBPT 0 00225 27
Scelta rappresentazione multilineare per la curva σ−ε di riferimentoMateriale
N° punti curva σ−ε σ
σi
σ
σi
Str
utt
ure
0
05
-6
TBPT,,0.00225,27TBPT,,0.01,67TBPT,,0.02,88TBPT,,0.03,98TBPT,,0.04,106TBPT,,0.05,110
ε σDefinizione curva σ−ε di riferimentoper punti
TBPT,,0.00225,27TBPT,,0.01,67TBPT,,0.02,88TBPT,,0.03,98TBPT,,0.04,106TBPT,,0.05,110
ε σDefinizione curva σ−ε di riferimentoper punti
σiσi
stit
a d
elle
cdem
ico
20 TBPT,,0.06,112
C***C*** DEFINIZIONE SNERVAMENTO ANISOTROPO SECONDO HILLC***TB HILL 1
Scelta modello plasticitàTBPT,,0.06,112
C***C*** DEFINIZIONE SNERVAMENTO ANISOTROPO SECONDO HILLC***TB HILL 1
Scelta modello plasticità
εεi εεi
zio
ne A
ssis
An
no
aca
c TB,HILL,1 TBDATA,1,10.0,10.0,10.0,0.93,0.93,0.93
R t t l T i di t i l
Rapporto tra la Tensione di snerv. a taglio e la Tens. snerv. della curva riferimento per le 3 dir. materiale
TB,HILL,1 TBDATA,1,10.0,10.0,10.0,0.93,0.93,0.93
R t t l T i di t i l
Rapporto tra la Tensione di snerv. a taglio e la Tens. snerv. della curva riferimento per le 3 dir. materiale
“Pro
gett
az Rapporto tra la Tensione di snerv. a trazione e la
Tens. snerv. della curva riferimento per le 3 dir. princ. materiale
Rapporto tra la Tensione di snerv. a trazione e la Tens. snerv. della curva riferimento per le 3 dir. princ. materiale
Co
rso
di
“
Lezioni sull’analisi FEM di strutture in materiale composito
MODELLO FEM MULTI-STRATO PLASTICITA’ ANISOTROPAh
e I
I”
MODELLO FEM MULTI STRATO PLASTICITA ANISOTROPAM
ecc
an
ich
Str
utt
ure
0
05
-6
350
stit
a d
elle
cdem
ico
20
250
300
350
0°-90°45°
MODELLO MULTI-STRATO HILL
zio
ne A
ssis
An
no
aca
c
150
200
250
nsio
ne [M
Pa]
22°30'-67°30'MEF 0°MEF 22°30'MEF 45°
“Pro
gett
az
50
100
Ten
Co
rso
di
“
00 0.01 0.02 0.03 0.04 0.05 0.06 0.07
Deformazione
Lezioni sull’analisi FEM di strutture in materiale compositoh
e I
I”M
ecc
an
ich
300
a] Multi strato lineare
Str
utt
ure
0
05
-6 200
250ot
tura
, σxR
[MPa
Multi-strato lineareMulti-strato anisotropoMulti-strato HillMono-strato HillDati sperimentaliMulti-strato Hill (Eq. 4.4)
stit
a d
elle
cdem
ico
20
100
150
ne n
omin
ale
a ro
zio
ne A
ssis
An
no
aca
c
0
50Tens
io
“Pro
gett
az
0 10 20 30 40 50 60 70 80 90
Angolo inclinazione provino-carico [°]
Co
rso
di
“
Lezioni sull’analisi FEM di strutture in materiale compositoh
e I
I”
MODELLO FEM PROVA DI FLESSIONE
Mecc
an
ich
Vincolati gli Vincolati gli
Str
utt
ure
0
05
-6
spostamenti in direzione “Z”
Vincolo di uguaglianza sugli spostamenti “Z”(comando CP)
spostamenti in direzione “Z”
Vincolo di uguaglianza sugli spostamenti “Z”(comando CP)
stit
a d
elle
cdem
ico
20 (comando CP)(comando CP)
zio
ne A
ssis
An
no
aca
c
Carico uniformemente distribuito
Carico uniformemente distribuito
“Pro
gett
az
Co
rso
di
“
Lezioni sull’analisi FEM di strutture in materiale compositoh
e I
I” MODELLO FEM MULTI-STRATO LINEARE
Mecc
an
ich
Str
utt
ure
0
05
-6
-2500
-20000°-90°22°30'-67°30'45°
stit
a d
elle
cdem
ico
20
-1500
-1000Car
ico,
P [N
]
45MEF 0°MEF 22°30'MEF 45°
zio
ne A
ssis
An
no
aca
c
-500
C
“Pro
gett
az
0-9-8-7-6-5-4-3-2-10
Spostamento, δ [mm]
Co
rso
di
“
Lezioni sull’analisi FEM di strutture in materiale compositoh
e I
I”M
ecc
an
ich
Str
utt
ure
0
05
-6st
ita d
elle
cdem
ico
20
zio
ne A
ssis
An
no
aca
c“P
rog
ett
az
Co
rso
di
“
Lezioni sull’analisi FEM di strutture in materiale compositoh
e I
I”M
ecc
an
ich
Str
utt
ure
0
05
-6st
ita d
elle
cdem
ico
20
zio
ne A
ssis
An
no
aca
c“P
rog
ett
az
Co
rso
di
“
Lezioni sull’analisi FEM di strutture in materiale compositoh
e I
I”M
ecc
an
ich
Str
utt
ure
0
05
-6st
ita d
elle
cdem
ico
20
zio
ne A
ssis
An
no
aca
c“P
rog
ett
az
Co
rso
di
“
Lezioni sull’analisi FEM di strutture in materiale compositoh
e I
I”M
ecc
an
ich
Str
utt
ure
0
05
-6st
ita d
elle
cdem
ico
20
zio
ne A
ssis
An
no
aca
c“P
rog
ett
az
Co
rso
di
“