Avaliação do comportamento em fadiga de juntas estruturais de ligas de Al2024T3 coladas com adesivo epóxi

Abstract

Ligas de alumínio são extensamente usadas em partes aeronáuticas devido às boas propriedades mecânicas e baixa densidade. Estas partes devem ser unidas para formar conjuntos maiores. Uma junta estrutural é definida como um segmento de estrutura que provê um meio de transferir carga de um elemento estrutural para outro. A maioria das juntas aeronáuticas é mecanicamente fixada com múltiplos prendedores (parafusos ou rebites). Estas juntas apresentam uma alta concentração de tensões ao redor do prendedor, porque a transferência de carga entre elementos da junta acontece em uma fração da área disponível. Por outro lado, as cargas aplicadas em juntas adesivas são distribuídas sobre toda a área colada e reduz os pontos de concentração de tensão. Juntas são a fonte mais comum de falhas estruturais em aeronaves e quase todos os reparos envolvem juntas. Portanto, é importante entender todos os aspectos de projeto e análise de juntas. O objetivo deste trabalho é comparar estaticamente juntas estruturais de ligas de Al2024-T3 em três condições: juntas mecanicamente rebitadas, juntas coladas e uma configuração híbrida rebitada e colada. Foi usada a norma NASM 1312-4 para confecção dos corpos-de-prova. Além disso, foram conduzidos testes de fadiga, sob amplitude de carregamento constante e razão de tensão igual a 0,1 para avaliar a eficiência dos elementos estruturais durante sua vida em serviço. Os resultados mostraram que a configuração híbrida apresenta maior resistência estática e uma vida em fadiga superior à configuração colada.

Analysis of parallelism tolerances and its influence on Bearing tension tests on structural composite performance according to ASTM D5961

“…Different from isotropic materials, composite material properties change according to the fiber orientation, showing higher stiffness and strength on its parallel direction, when considering unidirectional reinforcements 10 . Furthermore, the secondary moment caused by load application eccentricity overload the fasteners, which can lead to excessively tensioned couplings 2 and, in joints with gaps between hole and fasteners, rotate the fixer, resulting in uneven load distribution along the test specimen thickness 1 . The higher the bending moment applied on the fastener, the higher the chance of its deformation and also the bearing on the hole wall 2 .…”

“…Structural joints are one of the biggest challenges in structural design 1 , and therefore, relevant for mechanical tests and stress analysis 2 . Stress concentration occurs on its force transference points and the attachment element and/or the respective joint nearby regions are always pre-deformed 3 .…”

“…Stress concentration occurs on its force transference points and the attachment element and/or the respective joint nearby regions are always pre-deformed 3 . Furthermore, joints are the most common source of repair and failures in aircrafts 1 . In aircrafts, the most used structural joint is the mechanical attached type 1 .…”

“…Furthermore, joints are the most common source of repair and failures in aircrafts 1 . In aircrafts, the most used structural joint is the mechanical attached type 1 . Among them, single lap joints are more significant for bearing effect analyses.…”

“…3), which have the function of guarantee the load direction coincident to the joint interface, in order to avoid a secondary bending moment 2 . In aircrafts, the most used structural joint is the mechanical attached type 1 The test specimen consists on single lap composite joint, attached with two fasteners and two doublers bonded to the specimen (indicated by s dimension on Fig. 3), which have the function of guarantee the load direction coincident to the joint interface, in order to avoid a secondary bending moment 2 .…”