Este trabalho apresenta uma revisão sobre vários modelos de propagação de trincas com seqüenciamento de carga, tendo como foco principal aqueles que se encontram implementados em dois pacotes de software, o Crack 2000 e o Nasgro 4.0, sendo este último de larga utilização na indústria aeronáutica para a análise de propagação de trincas. Os modelos em questão são: Wheeler, Modified Willenborg, Generalized Modified Willenborg, Constant Closure e o Strip Yield. São estudados resultados publicados na literatura e também resultados obtidos em ensaios de laboratório realizados neste trabalho. Os resultados de ensaio encontrados na literatura são baseados em vários espectros, que têm o objetivo de ressaltar os efeitos do seqüenciamento de carregamento. Nos ensaios realizados neste trabalho, o objetivo é investigar os efeitos de um espectro real de operação de uma aeronave comercial em componentes estruturais feitos de uma liga de alumínio aeronáutico. Este espectro é baseado na metodologia MiniTWIST, que é uma distribuição de carregamentos baseada nas tensões de raiz de asa encontradas no histórico de serviço de várias aeronaves comerciais. No final deste trabalho é apresentada uma avaliação dos modelos de retardo aplicados e também uma proposta de calibração dos parâmetros principais destes modelos para a utilização em componentes estruturais aeronáuticos sujeitos a espectros de carregamento variáveis encontrados em aeronaves comerciais.

A fixação de estruturas e equipamentos aeronáuticos por meio de juntas aparafusadas é amplamente utilizada e requer bastante cuidado de projeto. Quanto à carga de trabalho, existem dois tipos de juntas aparafusadas: juntas de cisalhamento e juntas de tração. O escopo deste trabalho restringe-se somente ao estudo do segundo tipo de junta, onde os parafusos são predominantemente tracionados em sua condição de trabalho. Uma junta aparafusada tem a função de resistir aos carregamentos de operação e manter o aperto do parafuso por toda sua vida em serviço. Para isso, é necessário um adequado dimensionamento dos parafusos. A determinação da pré-carga de aperto é a base do cálculo da maioria dos conceitos de cálculo deste tipo de união. Uma das principais incertezas no dimensionamento de uma junta fixada por parafusos é a determinação do coeficiente de rigidez dos componentes sob compressão nesta união (com placas e arruelas). Através dos coeficientes de rigidez dos componentes de uma junta é possível entender a sua distribuição de carga, resistência, vida em fadiga, etc. Baseado na importância deste tipo de aplicação na engenharia aeronáutica, o presente trabalho tem como objetivo: 1. apresentar um critério de cálculo para juntas aparafusadas em aplicações aeronáuticas; 2. revisar as principais referências usadas no cálculo e dimensionamento de juntas rigidamente fixadas por parafusos; e 3. propor o método dos elementos fininitos (MEF) de modo a determinar a rigidez dos componentes de uma junta aparafusada, que pode ser muito útil para juntas com graus de complexidade geométrica. Para o estudo da rigidez de juntas, relizado neste trabalho, utiliza-se do método da energia considerando a montagem de uma junta aparafusada como um sistema conservativo. Os coeficientes de rigidez de placas e parafuso são calculados com base na energia de deformação de cada um destes componentes para uma dada carga no parafuso. Em primeira análise, o MEF é proposto no estudo das variações geométricas das placas (espessura e largura). Os resultados obtidos são comparados às teorias de cálculo de rigidez convencionais. Com esta comparação é possivel avaliar a aplicação do método de cálculo proposto com as principais referências convencionais. O segundo estudo utiliza o MEF em uma aplicação de junta aparafusada não convencional. Nesta junção, as placas são de alumínio, e o parafuso é feito de aço. Entre a cabeça e a porca do parafuso apresenta-se uma bucha de uma liga de cobre e berílio. Esta bucha trabalha junto com as placas em compressão pela carga de aperto, e a sua presença causa incertezas no uso dos métodos de cálculos convencionais de rigidez. Neste estudo, é possível comparar o método com resultados de equações embasadas em experimentos neste tipo de montagem. Como último estudo, avalia-se a rigidez de três configurações de juntas, diferentes em relação às cabeças de parafuso. Esta avaliação usa apenas os recursos numéricos como exemplo de aplicação do método apresentado, que tem como proposta investigar os efeitos dos diferentes tipos de cabeças de parafusos na rigidez das placas sob compressão.

A síntese de placas laminadas termicamente enrijecidas sob restrições de flambagem elástica é estudada. O enrijecimento térmico surge em um laminado com rigidez variável ao longo da placa, como por exemplo no caso de sua subdivisão em regiões que diferem entre si quanto à orientação de fibras e espessura de camadas. A síntese estrutural aqui apresentada visa construir este tipo de enrijecimento térmico para aumentar a carga crítica de flambagem dos laminados. Para isto regiões propriamente definidas são controladas por variáveis de projeto associadas às alturas das camadas, de modo que ajustes sucessivos produzidos pela otimização numérica produzam um campo benéfico de tensões residuais térmicas quando o laminado for resfriado da temperatura de cura do material para a sua faixa de temperatura de trabalho. Algoritmos numéricos com base em conceitos de aproximação na otimização estrutural são implementados e testados quanto à eficácia e eficiência em atingir a configuração ótima associada à máxima carga crítica ou mínima massa. As placas são modeladas com o elemento triangular quadrático de seis nós baseado na teoria de placas de primeira ordem, AST6, cuja formulação é revista bem como apresentada a pertinente análise de sensibilidade. É também implementada uma formulação não consistente para a matriz de rigidez geométrica cujo propósito é a análise do problema de carga crítica de flambagem dos laminados usando o elemento AST6.

Propõe-se um elemento finito para placas piezelétricas com base no princípio dos deslocamentos virtuais. O elemento é derivado da teoria de placas laminadas na qual o deslocamento mecânico varia ao longo da espessura segundo a hipótese de Reissner-Mindlin e o potencial elétrico varia linearmente no interior de cada camada, com continuidade C0 nas interfaces laminares. O elemento não faz uso de integrações numéricas, não apresenta travamento associado ao cisalhamento transversal e pode ser utilizado como sensor ou atuador. Alguns resultados numéricos são apresentados para demonstrar o desempenho do elemento.

Na análise não-linear de uma estrutura é imprescindível verificar se as configurações de equilíbrio são estáveis. Neste contexto, os pontos críticos (de bifurcação ou limites) são de grande interesse prático por causa da estreita relação que mantêm com a perda de estabilidade do equilíbrio da estrutura. Os procedimentos comumente empregados no traçado das trajetórias de equilíbrio não são capazes de determinar direta e precisamente os pontos críticos. Um procedimento mais específico, em que se resolvem as equações de equilíbrio simultaneamente com outras que caracterizam os pontos críticos (sistema estendido), é de restrita convergência. Mostra-se neste trabalho como lidar com sistemas estendidos de maneira a reduzir as dificuldades numéricas. A eficiência do algoritmo proposto é demonstrada por meio de soluções de elementos finitos de problemas que apresentam perda de estabilidade.

O presente trabalho tem por objetivo contribuir para a redução do peso estrutural de uma aeronave através de estudos sobre a configuração e seleção de materiais da caverna de pressão traseira da fuselagem. Esta aeronave foi motivo de estudo durante a fase de treinamento no Programa de Especialização em Engenharia de responsabilidades do ITA e EMBRAER. O projeto conceitual da aeronave tem como base a família de aeronaves EMBRAER 170/190, sendo, portanto o projeto da caverna de pressão traseira desenvolvido especificamente para estas aeronaves. A metodologia utilizada para o desenvolvimento do projeto da caverna considera a utilização de materiais compósitos na estrutura bem como realiza um estudo sobre a configuração geométrica ótima da caverna visando obter uma maior eficiência estrutural. As configurações analisadas partem de uma caverna de pressão traseira plana, passando por configurações com 40 e 20 graus de ângulo meridional atée a uma configuração similar ao encontrado hoje na família EMBRAER 170/190, de aproximadamente 51 graus. As configurações da caverna foram modeladas através do software CATIA V4 e posteriormente exportadas para o MSC.PATRAN Versão 2001 com o intuito de se realizar as devidas analises. O material selecionado para compor o laminado ée o carbono/epóxi disposto em forma de tecido pré-impregnado de resina. Este material demonstrou ser bastante adequado ao projeto por apresentar altas razões resistência/peso e rigidez/peso e ainda possuir alta resistência à fadiga quando submetido principalmente ao carregamento de tração. Este material atualmente ée largamente utilizado na indústria aeronáutico sendo alvo de diversas pesquisas possuindo dessa forma uma grande variedade de resinas, fibras e arranjos dos mesmos. Dentre as configurações analisadas para a caverna de pressão traseira, a caverna com ângulo meridional de aproximadamente 51 graus revelou ser a melhor escolha em termos de projeto por apresentar o menor nível de tensões e baixos valores de deslocamentos e massa estrutural. Esta configuração permitirá a obtenção de um conjunto caverna/anel de menor massa. A caverna plana demonstrou ser extremamente ineficiente do ponto de vista estrutural, resistindo basicamente aos esforços de pressurização através de flexão, sendo necessária uma maior massa estrutural para obter um nível de tensões e deslocamentos equivalente à configuração de 51 graus de ângulo meridional. As demais configurações demonstraram possuir características intermediárias entre a configuração plana e de 51 graus.

O efeito causado por reparos rebitados na integridade estrutural ée um aspecto que precisa ser avaliado para assegurar a aeronavegabilidade e operação segura da aeronave. A mensuração da degradação da vida em fadiga da aeronave provocada por reparos estruturais rebitados pode ser uma tarefa bastante árdua. As metodologias de análise que retratam com fidelidade o comportamento de reparo estrutural sob tolerância ao dano geralmente despendem um tempo considerável, tornando-se muitas vezes inviável sua utilização na indústria aeronáutica. Neste trabalho, um reparo retangular típico de fuselagem ée analisado estaticamente e sob tolerância ao dano utilizando-se como ferramentas de análise o software RAPID (Repair Assessment and Integrated Design), desenvolvido pelo FAA, modelos em elementos finitos e uma metodologia utilizada atualmente na indústria aeronáutica. O trabalho tem como finalidade avaliar a aplicabilidade do software RAPID como uma ferramenta alternativa de análise de reparos estruturais, além de estabelecer um novo procedimento de análise de reparos.

Neste trabalho se propõem a investigação numérica e experimental do comportamento estrutural de painéis reforçados laminados em materiais compósitos sujeitos a cargas de cisalhamento no plano. Os objetivos do trabalho são: (i) desenvolver um ensaio para caracterizar o comportamento no regime de pós flambagem de painéis reforçados sujeitos a cargas de cisalhamento no plano, (ii) projetar o dispositivo de ensaio, (iii) identificar os deslocamentos fora do plano do painel em pós flambagem mediante instrumentos óticos sem contato (topogrametria) e (iv) correlacionar os valores obtidos do ensaio com o modelo numérico proposto. Na parte experimental, uma metodologia de ensaio foi proposta visando obter resultados confiáveis e reprodutíveis. Foram estabelecidos: o corpo de prova, mecanismos de ensaio, instrumentação, metodologia de aquisição de dados e análise dos resultados obtidos. Na parte numérica, foi realizada uma série de modelos via elementos finitos utilizando o software ABAQUS 6.5-1, capazes de capturar o comportamento no regime da pós flambagem do painel reforçado. Não linearidade geométrica e do material, assim como interações entre falha na fibra e trincas na matriz utilizando um modelo de falha bidimensional baseado na mecânica contínua do dano, foram consideradas. Resultados preliminares na configuração estudada indicam que painéis reforçados laminados em materiais compósitos sujeitos a cargas de cisalhamento no plano possuem uma considerável capacidade de carga pós flambagem.

Este trabalho apresenta a modelagem em elementos finitos da estrutura do Itasat, um satélite universitário coordenado em parceria pelo Instituto Nacional de Pesquisas Espaciais (INPE) e pela Agência Espacial Brasileira (AEB). Em toda a estrutura do satélite utiliza-se placas-sanduíche com núcleo de colméia e faces isotrópicas, ambos em alumínio. É apresentado, então, um modelo de elementos finitos de três camadas para a análise destas placas, sendo o núcleo modelado por elementos sólidos (CHEXA) e as faces representadas por elementos de placas (CQUAD4). É utilizado para tal, o programa comercial MSC. Nastran. Também o modo de junção dos painéis internos do satélite é analisado. Estes painéis formam ângulos retos entre si, que transferem tração, compressão e cargas de flexão de um painel ao outro, como as juntas-T. Juntas coladas e parafusadas são usadas e alguns comentários são feitos. Como a análise de estruturas grandes e/ou complexas muitas vezes excedem a capacidade computacional, a divisão em subestruturas se torna necessária. Assim, este trabalho apresentou formas de subestruturação estática (Método dos Deslocamentos) e subestruturação dinâmica, também conhecida como Síntese Modal de Componentes, pelo método de Craig-Bampton. Observa-se que o uso de subestruturas apresenta resultados muito próximos aos de uma estrutura completa, tornando válidas as técnicas apresentadas.

Este trabalho tem como objetivo projetar e analisar a caverna de pressão traseira de uma aeronave corporativa, propondo uma solução que melhor atenda aos requisitos de projeto. Ao longo do trabalho são aplicadas diversas técnicas utilizadas no meio aeronáutico sendo que tais técnicas são explicadas de maneira a poderem ser reproduzidas e para substanciar as decisões tomadas. O trabalho começa com uma análise dos requisitos de certificação e exigências necessárias a este tipo de aeronave; partindo deste ponto seguem os trabalhos de concepção da caverna. No início da concepção são definidos a geometria da caverna, material e as possíveis configurações. Para a definição da configuração da caverna são levados em conta critérios econômicos, tais como: processo de manufatura, peso estrutural e vida em fadiga. A configuração da caverna de pressão escolhida possui um domo esférico de baixa curvatura, a qual se mostrou a mais interessante por ocupar pouco espaço comparado com as demais configurações abordadas e ter uma distribuição de tensão quase uniforme. O desvio na tensão se deve à fixação da caverna na fuselagem, onde ée utilizado um anel de fixação, o qual facilita a união entre as partes devido esta solução prover maior espaço para a rebitagem. Após a definição da configuração, são feitas análises de tensões, análises de vida em fadiga e tolerância ao dano. Na análise de tensões, verificou-se a necessidade de aumentar a espessura do domo próximo aos locais onde existem concentradores de tensão. Sendo assim, foi definido que este deve ser fabricado com a maior espessura e posteriormente ser usinado quimicamente. Ao final do trabalho, foi possível obter uma configuração da caverna de pressão bastante simples, composta de um anel reforçador e um domo inteiriço, diferentemente de muitas soluções encontradas, onde o domo ée particionado, o que aumentaria o peso e a complexidade da estrutura.