O objetivo deste trabalho é otimizar placas de material composto laminado sujeitas a cargas-pulso, através do método de otimização do Recozimento Simulado. Basicamente, deseja-se reduzir a massa dos compostos respeitando restrições de deslocamento elástico máximo. Espessuras, orientações e número de lâminas são utilizados como variáveis de projeto em placas laminadas discretizadas por elementos finitos, segundo heurísticas aqui desenvolvidas para a síntese de laminados. Aplicações numéricas são feitas em laminados uniformes bem como em laminados não uniformes subdivididos em regiões com diferentes espessuras, números de camadas e orientações das fibras de reforço. Também explora-se a otimização das placas laminadas utilizando-se alguns conceitos de otimização topológica. Previamente à fase de otimização, faz-se uma análise do comportamento dinâmico do elemento finito utilizado, o AST6.

Trincas longitudinais em aviões com fuselagens pressurizadas são sujeitas a carregamento de membrana e de flexão. A interação entre estes dois carregamentos no assim chamado "efeito de inchamento" ou "bulging effect", o qual pode elevar significantemente o fator de intensidade de tensão na ponta da trinca e reduzir a resistência residual. A filosofia de construção tolerante ao dano requer uma determinação realista do estado e tensões na vizinhança das trincas em fuselagens aeronáuticas. Entretanto, poucos estudos têm sido feitos para avaliar a significância do efeito "bulging" para trincas em fuselagens estreitas (narrow-body) representativos da aviação regional e a conseqüência de não inclusão destes efeitos na predição das tensões e subseqüente análise de tolerância ao dano. De particular interesse no efeito de "bulging" nas fuselagens que tem sido reparadas. Reparos acrescentam novos pontos de iniciação de trincas para a estrutura e podem também alterar a resposta ao "bulging" da fuselagem. O exame do efeito "bulging" no fator de intensidade de tensões e o cálculo de resistência residual em estruturas reparadas, o Federal Aviation Administration está estudando o efeito "bulging" em fuselagens aeronáuticas estreitas (narrow-body). O efeito de "bulging" foram calculados usando uma análise não linear por elementos finitos. O fator de intensificação de tensões foram calculadas utilizando o Método de Fechamento da Trinca. Neste estudo, uma escotilha foi colocada na fuselagem aeronáutica estreita (narrow-body) e foi reparada com um reforço interno preso por rebites. Uma trinca foi posicionada na linha mais crítica de rebites. Típicos resultados do estudo são apresentados para o efeito no fator de "bulging" para vários diferentes parâmetros, tais como carregamento, tamanho de trinca e a presença de reforços são discutidos.

A determinação das cargas de rajada contínua em uma aeronave se baseia na modelagem da turbulência atmosférica segundo seu conteúdo de freqüência, já que a turbulência ée um evento aleatório da natureza. Esta modelagem ée feita com base em observações experimentais realizadas ao longo de vários anos, e utiliza as propriedades estatísticas do sinal de rajada. O modelo da estrutura da aeronave ée baseado em elementos finitos, e empregou-se o software MSC/Nastran. A rigidez do modelo ée dada por vigas ("stick model") dispostas ao longo da linha elástica de cada um dos componentes estruturais da aeronave, e estas vigas são definidas com as propriedades de rigidez equivalentes à estrutura real. A distribuição de massa ée feita tomando-se a aeronave e dividindo-a em baias. Cada baia contém as informações de massa e inércia nelas contidas, bem como a posição do centro de gravidade (CG). Essas informações são então aplicadas ao modelo por massas concentradas ("lumped mass"). Quando necessário, divide-se a massa em várias outras, de forma a representar melhor o comportamento dinâmico de determinada região da estrutura. Para completar o modelo aeroelástico, foram definidos painéis aerodinâmicos (modelo Doublet Lattice) de forma a gerar os carregamentos aerodinâmicos devido à rajada e deformações da estrutura. Esse carregamento ée transferido à estrutura por meio de "Splines", que também são empregadas para transferir os deslocamentos da estrutura para o modelo aerodinâmico. De posse do modelo com as características dinâmicas necessárias (rigidez, inércia e excitação), especificam-se as condições de cálculo. Serão consideradas variações de peso e centro de gravidade da aeronave e, ainda, combinações de altitude e velocidade de vôo. Antes do cálculo das cargas propriamente dito, foi feita uma análise simplificada da estabilidade do modelo para garantir que este seja estável nas condições que serão usadas nos cálculos de resposta aeroelástica. O cálculo de flutter permite obter as velocidades e os mecanismos com que os eventos de instabilidade aeroelástica se manifestam na aeronave. Por fim, são estabelecidas as estações, ao longo dos componentes estruturais, onde as cargas serão apresentadas. O resultado ée um grupo de forças e momentos que representam os esforços correntes incrementais, em cada componente da aeronave, devido à aplicação da rajada contínua. Essas cargas devem ser combinadas com as cargas de vôo 1-g, a fim de se obterem os valores máximos das cargas que acontecem nos diversos pontos da estrutura.

Esta tese apresenta o estudo da estabilidade estática de placas com uso de novos materiais aeronáuticos, apresentando especificamente o laminado fibra/metal híbrido GLARE, com a aplicação de soluções analíticas, modelos de Elementos Finitos e ensaios de laboratório. A análise da estabilidade estática de placas retangulares do material GLARE submetido a carregamento uniaxial é avaliada de três formas. Na primeira, faz-se uma análise da carga de flambagem através de soluções analíticas, e por se tratar de um laminado com compressão uniaxial nas bordas simplesmente apoiadas e sem carregamento nas bordas descarregadas livres, aplica-se o método de Lévy. Na segunda são gerados modelos de Elementos finitos utilizando o NASTRAN para o cálculo da carga de flambagem do laminado. A terceira forma é a análise da carga de flambagem através de ensaios em laboratório com corpos de provas do laminado GLARE. Os resultados das três análises descritas são comparados com os resultados da carga crítica de flambagem de placas de liga de alumínio AA2024T3 e placas de laminado de material compósito de fibra de vidro/Resina Epóxi 7781, calculados através de soluções analíticas e modelos de Elementos Finitos no NASTRAN. A segunda análise mostra a rápida convergência dos modelos de elementos finitos com um número reduzido de elementos na malha de discretização. Os resultados obtidos mostram a maior resistência à carga de flambagem para o laminado GLARE em comparação com os resultados da placa de liga de alumínio AA2024T3 e placas de laminado de material compósito de fibra de vidro/Resina Epóxi 7781. Esses mesmos resultados podem ser simulados numericamente via Método de Elementos Finitos com diferenças inferiores a 5% com malhas de 1024 elementos.

Ligas de alumínio são extensamente usadas em partes aeronáuticas devido às boas propriedades mecânicas e baixa densidade. Estas partes devem ser unidas para formar conjuntos maiores. Uma junta estrutural é definida como um segmento de estrutura que provê um meio de transferir carga de um elemento estrutural para outro. A maioria das juntas aeronáuticas é mecanicamente fixada com múltiplos prendedores (parafusos ou rebites). Estas juntas apresentam uma alta concentração de tensões ao redor do prendedor, porque a transferência de carga entre elementos da junta acontece em uma fração da área disponível. Por outro lado, as cargas aplicadas em juntas adesivas são distribuídas sobre toda a área colada e reduz os pontos de concentração de tensão. Juntas são a fonte mais comum de falhas estruturais em aeronaves e quase todos os reparos envolvem juntas. Portanto, é importante entender todos os aspectos de projeto e análise de juntas. O objetivo deste trabalho é comparar juntas estruturais de ligas de Al2024-T3 em três condições: juntas mecanicamente rebitadas, juntas coladas e uma configuração híbrida rebitada e colada. Foi usada a norma NASM 1312-4 para confecção dos corpos-de-prova. Além disso, foram conduzidos testes de fadiga, sob amplitude de carregamento constante e relação de tensão igual a 0.1, para avaliar a eficiência dos elementos estruturais durante sua vida em serviço. Os resultados mostraram que a configuração híbrida apresenta maior resistência estática e uma vida em fadiga superior às demais configurações.

O crescente interesse do Exército Brasileiro no desenvolvimento de veículos aéreos não tripulados (VANT) é a motivação para a redação de uma proposta de requisitos técnicos que atendam às necessidades da Força Terrestre, para o estudo de projetos aeronáuticos de VANTs e para a análise de estruturas de material composto, enfatizando painéis sanduíche com núcleo de honeycomb NOMEX. Este trabalho apresenta o projeto preliminar da asa de uma aeronave não tripulada de reconhecimento tático, tendo como base as metodologias aplicadas para aviões tripulados, porém adaptadas aos dados de veículos aéreos não tripulados. Além disso, são apresentados modos de obtenção das propriedades mecânicas de honeycombs, traçando-se comparações entre os métodos, identificando a melhor opção para cada constante elástica. Finalmente, propõe-se duas maneiras de realizar a análise estrutural, pelo método de elementos finitos, de estruturas aeronáuticas composta por sanduíches de fibra de vidro como face e honeycomb como núcleo. A fim de comparar resultados teóricos com os obtidos experimentalmente, realizou-se ensaios em uma empenagem horizontal do alvo aéreo Harpia, construído com o mesmo tipo de estrutura. Buscou-se com este trabalho o aprofundamento do conhecimento de análise de estruturas de material composto empregando tanto desenvolvimentos analíticos, como o método de elementos finitos, permitindo aplicá-los em futuros projetos de engenharia a serem desenvolvidos pelo Exército Brasileiro.

Este trabalho tem como objetivo apresentar a análise de parte da estrutura do interior de uma aeronave comercial, preenchendo uma lacuna na literatura e que possa servir de referência bibliográfica ao Programa de Especialização em Engenharia (PEE) da EMBRAER, utilizando como meio de abordagem do tema, a otimização da estrutura do piso de uma aeronave comercial já fabricada, no caso o ERJ-145. A otimização apresentada neste trabalho visa a redução do peso estrutural, considerando como fator restritivo a resistência à flambagem local e global dos principais elementos estruturais do piso, a saber, as vigas longitudinais e suas respectivas colunas. As variáveis de projeto consideradas para tal otimização são as dimensões geométricas dessas colunas e vigas. É realizada uma análise linear estática do modelo de Elementos Finitos para uma estrutura idealizada do piso, e os dados são utilizados como entrada para otimização estrutural das colunas e vigas. A partir de tais dados, modelos mais refinados para as colunas e vigas são testados quanto ao seu comportamento com relação a flambagem e os resultados da otimização são confrontados com a estrutura idealizada para o piso da aeronave ERJ-145, a fim de obter o projeto ótimo. É importante observar que a estrutura do piso utilizada no modelo de elementos finitos consiste em uma idealização da estrutura real da aeronave ERJ-145, com base em informações de domínio público, extraídas de jornais, revistas e sítios da Internet.

Uma análise matemática da interação entre um fluido incompressível e viscoso e o elemento estrutural presente em sua interface é procedida. Para isso, o trabalho fundamentou-se nas equações clássicas de teoria de cascas para a análise estrutural e nas equações de continuidade e de Navier-Stokes para o estudo do fluido. As variáveis no domínio decorrem tanto quando se considera o escoamento em regime permanente como a resposta transiente. No escoamento em regime os termos inerciais estão associados aos coeficientes convectivos, enquanto que na resposta transiente os termos convectivos não aparecem. Uma breve abordagem do problema em regime é descrita de modo a justificar a dificultade quando esta situação é encontrada. Na condição transiente um acoplamento das respectivas componentes do sistema casca-fluido é realizado. O elemento estrutural considerado é a casca axisimétrica de curvatura meridional variável enquanto que o domínio fluido é discretizado através de elementos quadrilaterais de oito pontos nodais. O problema é descrito matematicamente por um sistema de equações diferenciais lineares, onde, por conveniência, está representado através de coordenadas cilíndricas. Um procedimento numérico é utilizado, onde o método de elementos finitos é aplicado para se encontrar a solução. Uma boa concordância é encontrada em termos quantitativos para o escoamento em regime permanente sujeito a um baixo gradiente de pressão. Poucas iterações conduzem aos resultados analíticos. Com relação à resposta transiente, em termos de freqüência, pode também ser verificado boa concordância quando se procede o refinamento da malha de elementos finitos. É considerada a influência da viscocidade no comportamento dinâmico da casca. Em todas variáveis pertencentes ao regime transiente é observada a presença do amortecimento ao longo do tempo.

Este trabalho apresenta uma formulação variacional para cascas finas rasas com dupla curvatura, tendo como variáveis de campo o deslocamento transversal e a função de tensão de Airy. São obtidas as condições de contorno do problema e as equações de Euler-Lagrange. A formulação de um elemento finito baseado no princípio variacional é obtido. Como verificação e aplicação, vários resultados numéricos são obtidos e comparados com outros resultados disponíveis. Com base na presente formulação do elemento finito a técnica de superposição modal é usada para obter a resposta dinâmica de cascas achatadas sob excitação harmônica.

This study presents an aeroelastic analysis including the servomechanism transfer functions. The aeroelastic (flutter) behavior of the dynamic structure is analyzed when a feedback control is introduced. A structural dynamic model is elaborated together with an aerodynamic model in order to obtain the aeroelastic model. A feedback control model was then implemented in the aeroelastic model to obtain the servomechanism model that is the focus of the analysis. A parametric study was made to analyze the behavior of the aeroelastic model with the feedback control. This parametric study consists in the variation of the parameters (gains of the transfer functions), which compound the feedback control model, and for each variation, a stability analysis (flutter analysis) was made and the results were plotted in the "v-g-f" graphs for obtaining the stability boundaries. From these graphs the stability tendencies with the introduction of the control system in the analysis could be determined.