As técnicas de controle ativo de vibrações (AVC) têm sido bastante desenvolvidas em diversas áreas da indústria, especialmente na aeronáutica. O presente trabalho trata de um sistema de controle ativo de vibrações, com múltiplas entradas e múltiplas saídas que atua em uma banda larga de frequências a fim de reduzir os níveis vibratórios de uma estrutura aeronáutica (seção de fuselagem do ERJ 190) sob excitação de um ruído branco. A planta teve suas FRFs reconstituídas à partir da metodologia de autovalores e autovetores, cujos valores são provenientes de um modelo numérico. O algoritmo de controle é o Fx-LMS implementado com estruturas não-recursivas (filtros FIR), tendo 7 entradas e 6 saídas, o qual apresentou reduções na banda de frequência considerada de, aproximadamente, 15dB para todos os pontos controlados. Tais resultados, se inseridos em um contexto de controle de ruído, podem reforçar a vertente do contole de ruído através do controle ativo das vibrações estruturais, técnica atualmente referenciada por ASAC - Acoustic Structural Active Control.

Placas retangulares reforçadas em uma direção e sujeitas à flambagem por compressão, na mesma direção dos reforçadores, são estruturas de aplicação usual principalmente no extradorso ou intradorso de asas de aeronaves. Devido à excentricidade dos reforçadores, alguns cuidados devem ser tomados na aplicação da carga na análise linear de flambagem. Se uma placa carregada não permanece plana antes de flambar, a flambagem pode fisicamente não ocorrer e, consequentemente, a carga de flambagem determinada numa análise linear será ilusória. Este trabalho apresenta uma expressão analítica, com base na linearização do problema em relação ao campo de deslocamentos, para a carga na qual placas reforçadas flambam globalmente, comparando-a a resultados rigorosos.

O presente trabalho tem como objetivo a aplicação de elementos finitos híbridos tridimensionais (também chamados de quase-Trefftz) na análise de uma estrutura tipicamente aeronáutica (painel reforçado sujeito a diversos tipos de carregamento) fabricada de material compósito. Elementos de Trefftz são elementos finitos híbridos onde as tensões são aproximadas no domínio do elemento através de polinômios hierárquicos harmônicos e ortogonais derivados dos potenciais de Papkovitch-Neuber, os quais devem satisfazer localmente as equações diferenciais de Navier e os deslocamentos são aproximados na sua fronteira estática por polinômios. Elementos quase-Trefftz são elementos que usam funções de aproximação de tensões que são "a priori" solução da equação de Navier para materiais isotrópicos, posteriormente adaptados para materiais compósitos. Para tal análise, um modelo local representando a interface entre o revestimento e o reforçador do painel foi desenvolvido. Através dos resultados pode ser verificada a eficiência do elemento quase-Trefftz. Em uma estrutura tipicamente aeronáutica, o elemento proposto gerou bons resultados quando comparado a um elemento finito tridimensional convencional, mesmo em meio a malhas grosseiras. O elemento também apresentou baixa sensibilidade à distorção da malha, o que possibilita a sua utilização em geometrias complexas ou que apresentam singularidades, tais como trincas, reentrâncias ou furos.

O presente trabalho foi motivado pela necessidade de utilizar metamodelos em projetos onde se aplica Otimização Multidisciplinar (Multidisciplinary Design Optimization - MDO na terminologia em inglês), onde processos extensos devem ser rodados diversas vezes de forma iterativa, consumindo grande quantidade de tempo e processamento. Trabalhos de MDO envolvem diversas etapas de cálculo para o modelo requerido. No projeto de asas de aeronave, uma etapa a ser desenvolvida é o intradorso e extradorso do caixão estrutural. Constituem-se de placas retangulares reforçadas, sujeitas a esforços de compressão nas direções dos reforçadores. Essa estrutura será o caso analisado e, também, foco do estudo em questão. O metamodelo da placa reforçada foi realizado usando Funções de Base Radial (Radial Basis Functions - RBF na terminologia em inglês), e treinadas com pontos otimizados, com o objetivo de minimizar o peso, através do uso de um algoritmo genético (NSGA-II). O programa modeFRONTIER foi utilizado para a integração do fluxo de cálculo, assim como para a otimização e a criação de superfícies de respostas. No trabalho em questão, as variáveis de entrada para o metamodelo são as seguintes: a largura do caixão da asa; o comprimento, representando a distância entre nervuras; a altura do caixão da asa; e um carregamento. O objetivo é fornecer a espessura do revestimento, e a distância entre os reforçadores, bem como a altura e a espessura dos mesmos, obtendo-se um peso otimizado para essa configuração de variáveis de entrada. Restrições geométricas das variáveis de projeto, e restrições referentes às cargas de flambagem global e local foram levadas em consideração e especificadas no trabalho.

No presente trabalho implementamos a teoria proposta por Bauchau (1) para vigas de material composto de paredes finas, ortotrópicas, multi-camadas, unicelular, uniforme (seção transversal constante) com carregamento não uniforme e combinado de torção e flexão, em programas de elementosfinitos. Esta teoria leva em consideração os efeitos de retorção, não levados em conta na teoria clássica. Toda a dedução é feita através de um princípio variacional onde os deslocamentos são as variavéis de campo e na hipótese cinemática de que cada seção é infinitamente rígida na seu próprio plano mas livre para deplanar fora dele. Os resultados de deslocamento e de fluxo de esforços, encontrados com os programas implementados da teoria descrita acima, foram comparados com o programa comercial NASTRAN (14) em três exemplos com características diferentes entre si. Os deslocamentos encontrados mostraram que, para as vigas de material composto de paredes finas estudadas, o resultado obtido é no mínimo 12% inferior quando da utilização da teoria clássica, mostrando assim a relevância do efeito de retorção neste tipo de vigas. A precisão do método foi comprovada no cálculo do deslocamento e de fluxo de esforços, sendo que a distribuição de fluxo de esforço cortante a convergência foi mais lenta.

Este trabalho apresenta o elemento finito SNDTH1, plano, triangular (3 nós e 6 graus de liberdade por nós), baseado em um modelo híbrido de tensões, e destinado à análise de placas e cascas sanduíche com recheio ortotrópico e faces constituídas de laminados anisotrópicos. Vários casos, de estruturas sujeitas à flexão ou a carregamento no plano, são analisados, com o objetivo de comparar os deslocamentos e esforços obtidos pelo uso do elemento SNDTH1 com soluções exatas e com elementos similares encontrados na literatura afim.

Este trabalho apresenta a analise modal de uma estrutura composta por um motor foguete a propelente solido acoplado a um satelite por um cone de acoplamento. O envelope do motor e constituido por um vaso de pressao, com selante de borracha, bobinado com fibra de aramida e resina epoxi. Foi utilizada a concepcao isotensoidal para a determinacao da geometria de seus doisdomos de fechamento. A analise teorica, com a extracao dos modos e das frequencias naturais da estrutura, e realizada pelo metodo dos elementos finitos. Os resultados teoricos sao confrontados com os resultados da analise modal experimental da estrutura real, onde saocomentadas as consideracoes realizadas no modelamento teorico, assimcomo as possiveis fontes de erro nos resultados. No geral foi obtidauma boa correlacao entre os resultados experimentais e os teoricos. Utilizando-se os fatores de amortecimento obtidos experimentalmente e os resultados teoricos, foi possivel avaliar a influencia do propelente no comportamento da estrutura analisada. Na analise dos resultados sao ressaltadas as consequencias de suas baixas propriedades de rigidez e de seu elevado amortecimento, com relacao ao restante da estrutura.

Determinação do fator intensidade de tensões numa casca cilíndrica com trinca longitudinal, considerando a Mecânica da fratura linear elástica e utilizando o método de Elementos Finitos. Na extremidade da trinca foi utilizado um elemento distorcido (quarter-point element) retangular.

Este trabalho apresenta uma investigação numérica sobre o comportamento rotodinâmico do conjunto rotativo de uma turbina aeronáutica de 5 kN de empuxo. Além da caracterização de dinâmica de rotores, várias análises de integridade estrutural foram realizadas nos principais componentes mecânicos da turbina aeronáutica a fim de assegurar um funcionamento livre de falhas. O eixo do conjunto rotativo é sustentado por um mancal dianteiro composto por um rolamento de esferas do tipo deep groove e, também, por um mancal traseiro do tipo squeeze film damper. Ambos os mancais foram projetados de modo a conferir apropriadas características de rigidez e amortecimento ao conjunto rotativo. Três folgas radiais para o squeeze film damper foram analisadas a fim de se definir a melhor configuração do mancal traseiro, levando-se em consideração todo o restante da máquina rotativa. Foi observado que a folga radial do squeeze film damper e a viscosidade do óleo de lubrificação afetam fortemente o desempenho do mancal traseiro. O comportamento rotodinâmico do conjunto rotativo foi caracterizado em função dos coeficientes dinâmicos de rigidez e amortecimento dos mancais. Problemas de vibração no conjunto rotativo foram evitados e os desenhos dos principais componentes mecânicos da turbina aeronáutica foram liberados para a fabricação.

Os painéis aeronáuticos de materiais compósitos laminados podem falhar em flambagem por compressão ou por cisalhamento. Já foi demonstrado que as tensões térmicas residuais de cura podem afetar significativamente a carga de flambagem por compressão de painéis finos de carbono / epoxi, havendo configurações onde as tensões residuais térmicas aumentam a carga de flambagem e outras configurações onde elas são prejudiciais. Dessa forma, uma rotina computacional de análise estrutural foi desenvolvida em linguagem FORTRAN para projetar o painel de modo que as tensões residuais térmicas atuem de forma favorável ao aumento da carga crítica de flambagem por compressão. Efeito análogo também deve ocorrer para flambagem por cisalhamento. Entretanto, uma análise sistemática do efeito das tensões residuais térmicas na flambagem por cisalhamento ainda não existe na literatura. O problema de flambagem por cisalhamente leva a uma formulação de elementos finitos em que a matriz de rigidez geométrica não é positiva definida. Portanto, o algoritmo de interação por subespaço, usualmente utilizado em problemas de flambagem por compressão, não é adequado para o tratamento deste problema. Desta forma o presente trabalho objetivou complementar e modificar um pacote computacional de elementos finitos já existente possibilitando análises de flambagem por cisalhamento. Foram feitas análises sistemáticas do efeito das tensões residuais térmicas na carga de flambagem por cisalhamento para determinar as configurações mais favoráveis para projeto de painéis de compósito. Foi verificado que a carga crítica de flambagem por cisalhamento aumenta com a diferença entre a temperatura de trabalho (ambiente) e a temperatura de cura do material.