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.

Este trabalho tem como objetivo o estudo da fronteira de estabilidade aeroelástica de painéis aeronáuticos, curvos ou planos, sujeitos ao efeito de enrijecimento provocado pelo atuador piezoelétrico (PZT). Empregou-se o Princípio de Hamilton para a obtenção das equações de equilíbrio e das condições de contorno do problema. O método dos elementos finitos foi empregado para a solução das equações. Consideraram-se painéis manufaturados em material composto (boro-epóxi) ou em material convencional (alumínio 2024-T3) e duas camadas de material piezoelétrico (PZT-5A), uma na face superior e outra na face inferior da placa. Aplicou-se voltagem no atuador piezoelétrico e determinou-se a pressão dinâmica correspondente à condição de ocorrência de flutter da estrutura. A análise foi estendida para várias configurações do painel, onde foram investigados: a variação do alongamento da placa, o efeito da curvatura, a influência do ângulo de laminação da placa, a influência das condições de contorno, o efeito da voltagem inversa e o efeito da variação de espessura do painel. O estudo mostrou que a tensão mecânica induzida pelo efeito piezoelétrico aumenta a velocidade de ocorrência do flutter, estabilizando a placa. Este enrijecimento da estrutura está relacionado à voltagem aplicada nos atuadores e aos parâmetros geométricos da placa. Desta forma, pode-se controlar a velocidade de ocorrência de flutter através do controle da voltagem aplicada e no projeto adequado das propriedades geométricas do painel.

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.

A nonlinear flight control system is proposed for a conceptual flexible aircraft using Backstepping technique to achieve global stability in the rigid and flexible dynamics. It is introduced a controller to lead the model to a rigid-body model approximation, minimizing structural dynamics effects using static Backstepping approach, that system can be called as flexible modes suppressor. Afterward, it is applied a controller with an internal loop involving the angular rates of the aircraft and an external loop which includes pitch angle, sideslip angle and bank angle without the two-timescale assumption to separate slow and fast dynamics and without consider aerodynamics forces and moments increments caused by structural dynamics. In addition, external looping are built using Backstepping for first order systems in order to control aircraft course and altitude, the results are reference inputs to be introduced in the previous loop developed for rigid body control. Also, it is implemented a separate controller to track velocity using Backstepping approach, as a result, aircraft autopilot system is completed. Nonlinear six degree of freedom simulation results for a conceptual model of a medium size jet, like Embraer 190/195 and Boeing 737-200/300, are presented to demonstrate the effectiveness of the proposed control law in several conditions. It is assumed that the aerodynamics coefficients are fixed and the model presents augmented flexible features.

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.

No curso de sua missão, um veículo espacial é submetido a ambientes severos de vibrações e ruído. É portanto imperativo que um conjunto de meios de ensaio simule no solo as condições ambientais ligadas à vida do veículo. Durante a realização de ensaios mecânicos de cargas úteis espaciais, a resposta de numerosos sensores, na sua maioria acelerômetros, extensômetros e microfones, é analisada através de sistemas de aquisição e processamento que garantem o condicionamento e a amostragem dos sinais, e o tratamento dos dados. A aquisição e o tratamento dos dados de ensaios mecânicos realizados no Instituto de Aeronáutica e Espaço têm sido efetuados pelo sistema General Radio modelo 2515, que é um sistema antigo e que não vem proporcionando plena satisfação. Isto motivou a elaboração deste trabalho que reúne os resultados do estudo sobre a especificação do novo sistema de aquisição e processamento de dados que será utilizado nos ensaios de vibração mecânica especificados pela norma MIL-STD-810 e ensaios de análise modal realizados no Instituto.

Nesse trabalho desenvolve-se um procedimento analítico aplicado à análise de integridade estrutural. As condições estudadas e avaliadas são aquelas em que predomina um processo de instabilidade dúctil. O trabalho é desenvolvido a partir do modelo ETM (Engineering Treatment Model), e as formulações desenvolvidas descrevem o comportamento das curvas de força motriz em termos da Integral-J. Modificações são introduzidas considerando-se que as propriedades do material são bem representadas pela expressão constitutiva de Swift: s = A (e0 + e)n. Sendo assim, o encruamento inicial (e0) torna-se um parâmetro adicional de análise de integridade de estruturas trincadas. Além disso, a tensão efetiva é dada em função da anisotropia normal R do material, possibilitando assim, incorporar esse efeito na análise. Um procedimento alternativo simplificado via Diagrama de Análise de Falhas (FAD) também é apresentado. A avaliação do desempenho do modelo apresentado é feita através da comparação entre os valores previstos com aqueles obtidos experimentalmente para a liga de alumínio 5083F, utilizando CDP's do tipo compacto (CT) e comprimentos relativos de trincas: a/W = 0,51 e a/W = 0,55. Avalia-se as condições de instabilidade através das metodologias EPRI e ETM, comparando-as com a proposta no presente trabalho. A partir das simulações e dos resultados obtidos comprova-se a validade da metodologia proposta.

Este trabalho descreve o projeto, a modelagem dinâmica, a simulação computacional em malha aberta e fechada e a identificação experimental dos modos de vibração de um manipulador robótico híbrido com três juntas revolutas, dois elos rígidos e um flexível. O modelo dinâmico do sistema foi obtido via aplicativo MATHEMATICA, utilizando as equações de Lagrange e método dos modos assumidos. O algoritmo para obtenção do modelo foi validado através do estudo de caso de um pêndulo móvel flexível. As simulações computacionais foram feitas no ambiente MatLab / Simulink. A estratégia Torque Computado Generalizado foi utilizada em simulação para o controle de posição da manípula. Finalmente, foram realizados experimentos de identificação dos modos de vibração da planta física e os resultados obtidos comparados com aqueles previstos teoricamente.

Uma formulação co-rotacional é utilizada no desenvolvimento de dois modelos consistentes de elementos finitos para pórticos planos sob pequenas deformações mas grandes rotações. Ambos se baseiam na teoria de viga de Euler-Bernoulli, mas diferenciam-se quanto ao uso da relação deformação-deslocamento no sistema local de eixos: um considera pequenas rotações enquanto o outro considera rotações moderadas. Um terceiro modelo não consistente, normalmente utilizado na literatura, é incluído no trabalho. Cinco exemplos ilustram a precisão dos resultados numéricos obtidos e comparam os três modelos entre si.