A conventional approach to the computation of critical loads of structures is to linearize the prebuckling state and to solve the resulting eigenproblem in order to obtain buckling loads as well as buckling modes. However, this approach is flawed, or extremely misleading, if in reality the prebuckling state is far from linear. Simple and useful structures, such as composite flat and cylindrical panels, have their buckling loads computed by traditional methods (linearized buckling). Nonlinear approaches are subsequently used to evaluate how realistic those linearized buckling loads are. Different stacking sequences are assessed in order to try to obtain information regarding the quality or realism of the linearized buckling loads. It is observed that for some laminates linearizing the prebuckling state leads to reasonable results. However, for other stacking sequences the results can be substantially inaccurate.

Esta dissertação aborda problemas relacionados ao projeto e análise de desempenho de hélices ótimas. Hélice é o componente responsável pela geração de tração em algumas aeronaves, helicópteros e barcos. Especificamente, a pesquisa enfoca problemas que ocorrem durante a fase de projeto analítico, identifica deficiências e vantagens nos métodos e modelos matemáticos descritos na literatura e propõe alguns instrumentos que facilitam a reutilização de soluções já desenvolvidas e validadas, anteriormente, por outros projetistas. Esta dissertação está centrada na hipótese de que a maior parte das falhas de projeto de hélices deve-se, principalmente ao grande número de variáveis de entrada que o método de projeto ótimo requer, o que dificulta o projetista de lidar com tantas variáveis. O objetivo geral desta dissertação é a investigação de modelos, metodologias e métodos que possam ser aplicados durante o projeto de hélices ótimas e durante a elaboração das suas cartas de desempenho. Dentre os objetivos mais específicos está o desenvolvimento de instrumentos que, possibilitem o desenvolvimento de geometrias idealizadas para determinado ponto de projeto. Como resultado desta pesquisa, as principais contribuições obtidas foram: (1) a identificação e especificação de uma metodologia adequada à análise de desempenho de hélices; (2) uma ferramenta de projeto, denominada VBAProp, que serve como ponto de partida para a modelagem de hélices ótimas, esta ferramenta em conjunto de pacotes computacionais comerciais de análise heurística forma uma valiosa ferramenta para especificação de geometrias de hélice ótimas.

O objetivo deste trabalho é analisar o comportamento de flambagem e pós-flambagem de uma placa e um painel reforçado de alumínio sob cargas de cisalhamento. Nesta análise será utilizado o software comercial ABAQUS 6.5-1 e os resultados obtidos serão comparados com os da literatura. Neste trabalho serão mostrados os resultados do cálculo de carga crítica para uma placa de diferentes comprimentos e rigidez rotacional, bem como o comportamento de pós-flambagem para uma placas quadradas simplesmente apoiada e engastadas sob tensão de cisalhamento com diferentes percentuais de imperfeição. Já para um painel reforçado, será calculada a carga crítica de flambagem. Por fim, a não-linearidade do material será incorporada em um painel reforçado e será feita a análise de pós-flambagem deste painel.

O presente trabalho aborda o projeto do conjunto de trem de pouso de uma aeronave transônica. Para a execução da tarefa foram criados modelos parametrizados em Catia V5 R18. Os modelos possibilitaram a análise estrutural através do módulo de Análise e Simulação do próprio Catia. Puderam então, serem obtidas as tensões e deslocamentos presentes nos componentes do trem. As peças e conjuntos foram reprojetados e reanalisados, várias vezes, até adquirirem o formato desejado e suportarem as tensões impostas. Apesar do grande esforço computacional, o Catia apresentou resultados bastante satisfatórios e possibilitou a melhora do conceito inicial. Com relação ao trem de pouso, no geral, as peças reprojetadas apresentaram tensões menores que a tensão de escoamento, com exceção das juntas e uma concentração em uma dos componentes, em um determinado caso de carregamento.

O objetivo deste trabalho é o estudo da correlação primária entre as disciplinas de projeto, análise e otimização estrutural e estabilidade aeroelástica. Isto é traduzido através de um modelo numérico de otimização de peso de uma semi-asa projetada para a fase de estudos preliminares de uma aeronave de característica civil, classificada e normatizada pelo FAA baseado no FAR Part23. De posse de um modelo aeroelástico em elementos finitos de representação por vigas pretendeu-se identificar os principais mecanismos de instabilidade aeroelástica, classificando-os por severidade. Baseando-se em estudos paramétricos foram então gerados requisitos de rigidez, para que a asa atendesse aos requisitos de estabilidade. Esta mesma asa foi otimizada através do método do gradiente visando a minimização da massa através de alterações das características estruturais de construção, como espessuras de longarinas e revestimentos, preservando-se a posição do caixão estrutural e as características aerodinâmicas externas. Para tanto, foi utilizado um modelo completo em elementos finitos equivalente ao modelo aeroelástico de vigas, mas limitado pelas restrições de tensão para atender aos critérios de resistência estática e de rigidez para atender aos critérios de aeroelasticidade. Ao final o modelo aeroelástico foi atualizado com os resultados de otimização e a análise de flutter foi novamente realizada, para verificar o atendimento dos requisitos. Os cálculos estáticos, dinâmicos, aeroelásticos e de otimização foram realizados utilizando o software MSC. NASTRAN versão 2007r1. Os resultados de estabilidade aeroelástica são plotados em diagramas V-g-f utilizando ferramentas adequadas de pós-processamento.

Este trabalho discorrerá, brevemente, sobre algumas características da aeronave desenvolvida durante o Programa de Especialização de Engenharia (PEE2008), focando na empenagem vertical como componente principal a ser estudado. Será mostrado detalhadamente, como foi escolhido o caso crítico de carga, a matriz de decisão utilizada para direcionar a escolha do material para a empenagem vertical e também o modelo de elementos finitos. Apresentará a metodologia desenvolvida para seleção das zonas de laminação e para otimização da sequência de empilhamento de laminados em material composto. Durante os passos de otimização, será utilizado somente o índice de flambagem como restrição para o caso crítico de carga. Na primeira etapa de otimização estrutural, a estratégia de modelagem de zonas de laminação sobre o modelo de projeto é aplicada em grupos de quatro elementos adjacentes que tem a mesma sequência de empilhamento e somente uma variável de projeto referente a espessura. O critério de gradiente de espessura é utilizado para reagrupar as zonas de laminação após cada ciclo, até a convergência final, quando não é mais possível o agrupamento dos elementos. Uma vez que o conjunto de zonas de laminação é definido, o modelo de elementos finitos (FEM) será reorganizado e variáveis de projeto discretas referentes aos ângulos e espessuras das lâminas são associadas às propriedades dos laminados, de tal forma que a sequência de empilhamento é otimizada, gerando como resultado final um laminado com continuidade entre as zonas. Os resultados mostram que a estratégia é muito eficaz para o projeto de otimização em estruturas aeronáuticas de materiais compostos. O software de otimização GENESIS foi utilizado em todas as otimizações neste trabalho, mas a metodologia que será apresentada é genérica e pode ser utilizada por outros softwares.

A interação entre o Veículo Lançador de Satélites, VLS, e um micro-satélite embarcado é estudada. Procura-se determinar o envelope de acelerações que este micro-satélite irá suportar desde a ignição do lançador até a injeção final em órbita. O problema é estudado segundo a técnica de condensação e aproximação modal. Utiliza-se a base de Craig e Bampton para descrever o comportamento dinâmico de subestruturas de um veículo lançador de satélites. O interesse do trabalho está na determinação do envelope de acelerações que a base da Carga Útil embarcada no veículo lançador está sujeita desde a fase de lançamento, vôo atmosférico e injeção em órbita. Adota-se como resposta para a interação dinâmica entre o veículo lançador e a Carga Útil duas soluções que se superpõem: uma parte estática representando o movimento de conjunto como corpo rígido e uma parte dinâmica representando o movemento elástico relativo entre o veículo lançador e a Carga Útil. Como Carga Útil é proposto um modelo estrutural de um micro-satélite. Esse modelo servirá como referência para análises dinâmicas de quaisquer outros satélites que venham a ser lançados pelo veículo em pauta. Obtém-se como resultado final uma redução considerável da análise do problema quando comparado a uma análise completa através da técnica de elementos finitos em instantes específicos de vôo. Essa redução é particularmente evidenciada quando busca-se determinar a dinâmica de qualquer outro satélite através da similaridade com o satélite de referência proposto. Nesse caso somente operações matriciais simples e rápidas serão necessárias, evitando-se um novo estudo particular completo.

A análise de flambagem de cascas de dupla curvatura foi apresentada. A análise de cascas utiliza o princípio variacional de Reissner de duas variáveis de campo com o deslocamento transversal e a função tensão de Airy como as variáveis de campo. Variacionando o funcional do problema, as equações de Euler-Lagrange em função do deslocamento transversal e a função-tensão de Airy foram obtidas. Uma formulação de um elemento fino que mantém a continuidade C(1) em termos dessas duas variáveis de campo foi obtida de modo que os resultados numéricos de cargas críticas fossem calculados e comparados com resultados analíticos e numéricos anteriores.

A tese inicia-se com um resumo onde serão introduzidos conceitos que receberão adiante tratamento analítico mais aprofundado. Após esta breve introdução será relatado o surgimento e a conseqüente evolução histórica das equações de Riccati, até a apresentação de sua forma atual. Definida, classificada e teoricamente desenvolvida, será elucidada a importância da utilização das equações de Riccati (propriedade estabilizadora e transformação das condiçòes de contorno em condições iniciais). A tese tem como proposta aplicar equações de Riccati em sistemas elásticos (como molas, sistemas torcionais, vigas, cascas, etc.) Sistemas estruturais são normalmente analisados através de vetores de estado. Por sua vez, vetores de estado são conectados entre si por matrizes de transferência. Serão analisadas as equações diferenciais que geram as matrizes de transferência e a equação diferencial de quarta ordem que "governa" o comportamento mecânico da viaga e suas respectivas condições de contorno. Feito isto, será definida a equação diferencial matricial de Riccati, cujo desenvolvimento será conduzido à "transformada generalizada de Riccati", poderosa "ferramenta" que aplicada às matrizes de transferência determina o "estado" de um dado sistema estrutural. Finalmente, será apresentado um algoritmo que irá sistematizar a solução de equações matriciais através da transformada generalizada de Riccati, tendo por objetivo sua futura inserção computacional.

Faz-se no presente trabalho um estudo de Mecânica da Fratura em discos, cilindros compactos e cascas cilíndricas. Em primeiro plano apresentam-se resultados quantitativos do modo I de carregamento da trinca com resultados que apresentam um procedimento prático e simples para se obter o fator intensidade de tensão, Ki, concentrando-se principalmente na obtenção do fator intensidade de tensão adimensional Y. É apresentada uma solução para discos com trinca radial na borda submetidos a carregamentos de tração discretos. São apresentadas soluções para cilindros compactos com as seguintes geometrias de trincas: i) trinca superficial submetida a tração e momento; ii) trinca exissimétrica externa submetida a tração; e iii) trinca circular interna sob tração e torção. São apresentadas, ainda, soluções para cascas cilíndricas, tanto com trincas passantes como com trincas não passantes, e, para ambos os casos, analisam-se os carregamentos de tração, momento, e pressão interna aplicados ao cilindro. E em segundo plano apresentam-se estudos qualitativos sobre modos mistos de carregamento da trinca com suas características e peculiaridades próprias, onde são analisados a velocidade e a direção de propagação da trinca, e os corpos-de-prova utilizados para pesquisa experimental de modos mistos.