O presente trabalho reúne elementos para o projeto da caverna de pressão traseira de uma aeronave regional, propondo soluções que atendam aos requisitos de certificação, aos requisitos de projeto e aos requisitos do operador. A preocupação do texto está centrada na análise de fadiga, tolerância ao dano e na análise dos rebites, através de modelos matemáticos e computacionais. O texto apresenta resultados de análises computacionais realizadas através do Patran/Nastran, software de análise pelo método de Elementos Finitos. O trabalho começa com uma avaliação dos requisitos de certificação e dos requisitos de operação da aeronave. Em seguida, são definidas as metodologias utilizadas para o projeto e análise da caverna. Na continuação do trabalho, são apresentados os resultados, como a escolha do material e dos rebites. A configuração escolhida ée a caverna de pressão semi-esférica, devido ao fato de ser possível otimizar o peso e o espaço disponível, mantendo uma distribuição de tensões praticamente uniforme. Além da definição do tipo da caverna de pressão, são definidas também a posição e inclinação da caverna em relação à vertical. Após as definições iniciais, são feitas análises de rebites, de concentração de tensão, análise estáticas, de fadiga e tolerância ao dano. Os efeitos do número de fileira e do diâmetro do rebite sobre a distribuição de tensões e sobre a vida em fadiga são avaliados. Além disso, a caverna de pressão traseira atendeu a todos os requisitos de tolerância ao dano sem a presença de partições, presentes na maioria das cavernas de pressão atualmente.

Esse trabalho apresenta uma metodologia para seleção da melhor concepção na fabricação da fuselagem central de uma aeronave executiva de seis ocupantes. Para isso, são estudadas três possibilidades: construção semi-monocoque em alumínio; materiais compósitos produzidos por Laminação por Controle Numérico e materiais compósitos produzidos por Hand Lay-up. A metodologia permite uma análise quantitativa das concepções, mesmo em fases iniciais do projeto, o que contribui para a seleção das melhores opções de concepções logo no início da análise. A partir deste estudo, ée possível observar que o projeto em Laminação por Controle Numérico ée mais adequado economicamente na fabricação da fuselagem em material compósito, devido a menores custos com matéria-prima e com mão-de-obra. Dessa maneira, o estudo prossegue com as duas concepções (material compósito fabricado por Laminação por Controle Numérico e estrutura semi-monocoque em alumínio). ÉE realizado o pré-dimensionamento das duas soluções, e em seguida estima-se o peso e o custo de fabricação das mesmas. A análise comparativa entre as soluções mostra que a concepção em material compósito apresenta uma diminuição de peso considerável acompanhada de ligeira diminuição de custo, o que permite concluir que ela se apresenta como uma alternativa técnica e economicamente viável e interessante do ponto de vista de ganho em desempenho da aeronave.

Esta dissertação apresenta o projeto preliminar e análise estrutural estática linear da concepção para a região pressurizada traseira da fuselagem de uma aeronave de pequeno porte envolvendo as estruturas primárias: cavernas, reforçadores, revestimento, placas de piso, vigas de piso e suporte do piso. Aplicam-se os requisitos de projeto e certificação aeronáutica (RBHA/FAR/JAR parte 23). Para o dimensionamento preliminar consideram-se os casos de cargas de pressurização e manobras em vôo: arfagem e guinada. A escolha da geometria é baseada em recomendações bibliográficas, catálogos, manuais e históricos das indústrias aeronáutica. Para analisar a estrutura utilizam-se ferramentas computacionais de CAD (CATIA) e CEA (MSC.PATRAN, MSC.NASTRAM e FEMAP) para o desenvolvimento. O CATIA V4 é usado para modelagem de geometria, MSC.PATRAN 2000 r2 como gerador de malha e pré-processador, MSC.NASTRAN 2001 como solver e o FEMAP 8.20 como pós-processador e visualizador dos resultados. Estes resultados, baseados no método de elementos finitos, determinam as tensões, deslocamentos e as margens de segurança da estrutura.

Inicialmente, é apresentada no Capítulo 1 uma exposição bibliográfica sobre o tema e conceitos gerais da Dinâmica Estrutural. Os métodos aplicados neste trabalho são revisados e um resumo da teoria de cascas finas cilíndricas é apresentado.. No Capítulo 2, utilizando a teoria de viga de Euler-Bernoulli considerando o Principio de Hamilton, as equações de movimento são obtidas através das equações de Lagrange, que descreve o movimento em um plano transversal. Para esse fim aplica-se o Método dos Elementos Finitos, onde o elemento de viga possui dois pontos nodais e três graus de liberdade em cada nó, dois deslocamentos e uma rotação. Como resultado, cada elemento produz 6 equações diferenciais. As matrizes de massa, giroscópica, e rigidez, são obtidas pela integração das equações das energias, e pelas diferenciações envolvidas nas equações de Lagrange; No Capítulo 3 é apresentado o mesmo procedimento utilizado no Capítulo 2, porém, utilizando-se uma formulação que considera elementos de cascas cilíndricas circulares. Finalmente, no Capítulo 4 é apresentada uma formulação onde o escoamento estável de um fluido é descrito pela teoria clássica do escoamento potencial, e o movimento da casca pela teoria de cascas finas de Sanders. As equações do movimento para casca e fluido são resolvidas através do Método dos Elementos Finitos. Com as matrizes obtidas, um código computacional escrito em Matlab efetua a montagem das matrizes globais do tubo e simula a resposta do tubo de acordo com as dimensões estabelecidas, o material, a velocidade do fluido, pré tensão e pressão hidrostática. Para se obter a resposta no domínio do tempo, o procedimento de integração de Newmark foi adotado. Este programa computacional foi testado e comparado com sucesso com casos relatados pela literatura. Os resultados obtidos com a variação da velocidade do fluido mostram uma auto-excitação nas proximidades da velocidade critica.

Esse trabalho apresenta uma validação do sistema de análise modal experimental disponível no Instituto de Aeronáutica e Espaço. A análise modal experimental é uma técnica consagrada para investigação do comportamento dinâmico estrutural, caracterizado pelos parâmetros de freqüência natural, fatores de amortecimento e formas de vibração, associados a cada modo natural da estrutura investigada. Na condução de ensaios modais, sistemas constituídos por cadeias de excitação e de medição são empregados, envolvendo o uso de vibradores, transdutores de força, condicionadores de sinais, filtros, sample-holds, conversores analógico-digitais e uma unidade de aquisição e processamento digital dos sinais. Neste trabalho, cadeias de excitação e de medição são avaliadas e validadas experimentalmente através de dois casos estudados. O primeiro caso adotado foi a análise de uma placa quadrada, em alumínio, de comportamento amplamente conhecido, excitada por meio de um vibrador alimentado com um sinal aleatório, e tendo como sistema de medição de dados um vibrômetro a laser por varredura de imagem. O segundo caso adotado foi o ensaio modal de uma maquete de vigas conceitualmente representativa do Veículo Lançador de Satélites - VLS, levando em consideração três configurações distintas: a primeira configuração, utilizando um único vibrador como fonte de excitação; a segunda configuração adotando uma dupla excitação da maquete cujos vibradores foram posicionados num mesmo plano e, por fim, a última configuração analisada, cuja excitação da maquete utilizou dois vibradores situados em planos ortogonais, o que possibilitou a análise mais detalhada da estrutura, em função da complexidade do comportamento apresentado pelo sistema em estudo.

O uso de materiais compósitos em estruturas aeronáuticas pode proporcionar algumas vantagens, tais como redução do peso e conseqüente redução no consumo de combustível, e redução do custo de manutenção. Estas vantagens estimulam o aumento da utilização de materiais compósitos e o desenvolvimento de técnicas para repará-los. O dimensionamento e análise dos reparos em estruturas aeronáuticas, visando estimar o comportamento elástico e a resistência, são desejáveis para redução de custo de ensaios e aumentar a segurança destas estruturas. O trabalho a seguir tem como objetivo avaliar um modelo analítico de reparo/junta, onde os aderentes são modelados como vigas ou placas em flexão cilíndrica e são consideradas como laminados ortotrópicos, modelados pela teoria clássica de laminados, e o adesivo é modelado como molas em cisalhamento e em tração ou compressão. Neste modelo as equações de equilíbrio são baseadas no equilíbrio de forças diferenciais considerando o equilíbrio dos elementos dentro e fora da junta. Os carregamentos podem ser escolhidos de forma arbitrária. Os resultados, carregamento versus deformações (comportamento elástico), serão comparados com outro modelo analítico onde o adesivo é modelado considerando apenas seu cisalhamento, e com resultados de modelos de elementos finitos computados utilizando o programa MSC.NASTRAN.

O objetivo principal deste trabalho é apresentar o desenvolvimento de uma metodologia de dimensionamento de uma longarina de asa considerando os efeitos da tração diagonal e apresentar os resultados desta metodologia para a longarina de asa de uma aeronave corporativa. A ferramenta para esta análise é um programa desenvolvido em Visual Basic baseado no método das seções idealizadas para o cálculo do fluxo de cisalhamento e no método NACA para a análise de tração diagonal, ambos os quais são amplamente aplicados na indústria aeronáutica.

In the analysis of composite beams (laminate or sandwiches), sometimes it is very important to estimate the effect of the transverse shear (direction z). Many works about this theme were already developed (beam and plate theories, Zig-Zag theories, full three-dimensional approaches), each one with its own advantages and disadvantages (intrinsic inaccuracy, large number of degree of freedom, great computational effort). A point to observe is that those theories, in general, are unable to solve problems involving highly located effects, such as those associated to free-edges, cut-outs and concentrated loads. In those cases the most appropriate strategy is, probably, to adopt a global-local solution where the global response is calculated being used of beam theories and then, in the required regions, a detailed local solution is obtained using three dimensional approaches. The main concern, in a global solution, is to find a theory sufficiently robust and relatively easy of being applied that allows to evaluate the value of this stress, with a certain degree of precision. It should be observed that is practically impossible to obtain any experimental results that sustain a mathematical development, except in particular cases. In this work, aiming the application in a global solution and using a novel theory for laminated composite beam, it was developed a finite element beam model which showed to be very accurate. A cantilever sandwich beam was used to compare the results from two models: the first obtained from the developed beam element (mesh with 10 elements) and the second obtained using a fine two-dimensional FEM mesh (8000 elements), solved by the commercial finite-element code MSC NASTRAN. The differences between the results, at the worst case (on the fixed edge), were less then 10%.

O elemento finito híbrido-Trefftz (HTS) tem sido aplicado com sucesso na análise linear e não-linear em problemas de mecânica estrutural. O HTS é baseado na aproximação de 2 campos independentes: tensões no domínio do elemento e os deslocamentos no seu contorno. As aproximações para o campo de tensões, além de satisfazer à condição de equilíbrio local, devem ser obtidas a partir da própria solução da equação diferencial de Navier, ou seja, as funções devem satisfazer à restrição de Trefftz. Neste trabalho, foi aplicado um elemento tridimensional à análise estrutural dos problemas de concentração de tensões. A primeira fase deste trabalho considerou apenas problemas elásticos. Os fatores de concentração de tensões (Kt) e os fatores de intensidade de tensão (K) foram calculados e comparados com os resultados obtidos em literatura e softwares comerciais. A natureza p-hierárquica do elemento foi totalmente explorada, por isso a discretização de malha (refinamento h) e o aumento do grau das funções de aproximação para tensão e deslocamento (refinamento p) foram aplicados nos exemplos. Na segunda fase, o estudo foi expandido para análises elastoplásticas e adotado um novo conjunto de aproximação: parâmetros plásticos. Os parâmetros plásticos foram aproximados por funções de Dirac. O sistema de equações não-lineares foi resolvido pelo método de Newton. A matriz Hessiana resultante foi simétrica e esparsa e estas características foram amplamente exploradas.

Estruturas coladas têm sido amplamente estudadas nos últimos anos. A indústria aeroespacial tem especial interesse em juntas coladas porque são mais leves que as conexões mecânicas de alumínio (parafusadas ou rebitadas). Além disso, é esperado aumento na vida em fadiga. Para melhores desempenhos, as juntas coladas devem ser submetidas à pré-tratamentos superficiais e a cura do adesivo deve acontecer sob condições controladas de umidade do ar e temperatura. Estes procedimentos são, em geral, de custos inviáveis para pequenas aeronaves e UAV's (Unmanned Aerial Vehicles - Veículo Aéreo Não Tripulado), onde preparações simples são requeridas. Neste estudo, juntas de alumínio coladas com diferentes pré-tratamentos superficiais (lixamento, jateamento e anodização crômica) e diferentes condições de cura (24, 80 e 120C) são submetidas a ensaios de cisalhamento trativo e comparadas. O objetivo é realizar uma investigação numérica e experimental para placas de alumínio coladas com adesivo, abordando tratamento superficial, tipo de adesivo, modelo de elementos finitos (MEF), distribuição de tensões da junta, carga de ruptura do adesivo e ensaios de cisalhamento trativo. Além disso, a análise por elementos finitos das juntas são apresentadas para prever a distribuição de tensões da junta e compará-las com os resultados experimentais. Medidas de ângulo de contato, rugosidade e varreduras no microscópio eletrônico (MEV), bem como os diferentes tratamentos superficiais são apresentados para caracterizar a superfície do aderente de alumínio 2024-T3 colado com adesivo em pasta ou filme adesivo. Corpos-de-prova curados em temperatura ambiente e em estufa apresentaram diferentes resultados, devido ao tipo de pré-tratamento superficial e o tipo de adesivo. Por meio de uma análise não linear foi possível prever a carga de ruptura do adesivo.