O objetivo deste trabalho é fazer uma pré-análise dos componentes estruturais que constituem uma fuselagem de uma aeronave de transporte regional e o seu projeto preliminar. Foram apresentados os componentes quanto as suas funções e suas construções na aeronave como revestimento, reforçadores, cavernas e janelas. As linhas básicas estruturais da aeronave foi obtida através de dados históricos e definidos na fase de ante-projeto. Foram considerados 11 tipos de configurações de distribuição de reforçadores ao longo da secção reta da fuselagem e 6 tipos de perfis de reforçadores. Após feita todas as combinações possíveis de configurações e reforçadores foram feitos modelos de elementos finitos de uma região da fuselagem logo após a asa, por ser a região mais solicitada em serviço, para a verificação da sua integridade. Foi estudada a montagem dos reforçadores na fuselagem conforme o tipo de perfil, tipo de fabricação, se extrudado ou em chapa conformada, peso do conjunto e cuidados quanto a ser tomados quanto a corrosão. Após os dados obtidos nas pré-análises de integridade e flambagem e da manufatura da fuselagem, foi feito um projeto de forma preliminar, pois esta poderá sofrer mudanças futuras até que o projeto da aeronave finalize.

O presente trabalho discorre sobre as cargas obtidas na fuselagem devido ao impacto com o solo do Amortecedor de Cauda de uma aeronave durante o ensaio para determinação da VMU. Realizou-se uma análise sobre tipos existentes de amortecedores de cauda e posterior justificativa do modelo selecionado e de suas características necessárias. O trabalho desenvolvido com o intuito de calcular as cargas na fuselagem foi composto da adaptação de um modelo em elementos finitos para a aeronave e elaboração de um modelo para o amortecedor de cauda utilizando um programa de simulação de sistemas mecânicos, foram feitas as simulações neste último e finalmente calculadas as cargas na fuselagem no programa de elementos finitos. A pressão de enchimento e o amortecimento do amortecedor mostraram-se adequados, reduzindo a carga transferida à fuselagem e não permitindo ocorrer batente no sistema. As cargas obtidas na fuselagem não foram limite quando comparadas ao envelope cargas de uma aeronave similar de mesmo porte, simplificando as alterações a serem feitas na aeronave para realização do ensaio.

O objetivo deste trabalho ée analisar a seção transversal de uma fuselagem semi-monocoque de uma aeronave corporativa, levando-se em consideração os efeitos da tração diagonal. As ferramentas de análise são programas desenvolvidos em linguagem Fortran, onde um dos programas ée baseado no método apresentado por Kuhn em seus estudos para o cálculo da tração diagonal, amplamente aplicado na indústria aeronáutica, e o outro baseado na energia de deformação de um sistema estrutural composto por reforçadores, cavernas e revestimento, sem levar em consideração os efeitos dos carregamentos secundários e do termo adicional proposto por Kuhn em sua teoria para a deformação da caverna, termo este que ée justificado por Kuhn devido à tendência da alma curva ficar plana entre cavernas quando a alma está sob um estado de tração diagonal bem desenvolvido. Os dois métodos são comparados e os resultados e conclusões são apresentados.

A fixação de componentes e equipamentos por meio de ligações denominadas channel fittings ée amplamente utilizada em aplicações aeronáuticas envolvendo, muitas vezes, regiões de altas transferências de carga. Este trabalho tem por objetivo revisar os principais procedimentos analíticos usados no dimensionamento e verificação deste tipo de conexão, realçando suas similaridades e diferenças.

The increasing appliacations of composites in aeronautical structures and the resulting need for joining and repairing them impose the necessity of accurate and practical design tools. This works aims at evaluating the applicability of a one-dimensional analytical model for adhesively bonded scarf repair in composites plain plates under in-plane tension. The elastic part of this model is thoroughly described and improvements in its mathematical formulation are included. Then, the algorithm is implemented using MATLAB. This computational code is validated by means of a comparison of its output to the results of a simple example solved by hand. The code outcome concerning the analysis of adhesive shear strain distribution seems reasonable, except for negative values obtained for certain configurations. Next, the same problem is approximated by a set of different two-dimension finite element models, computed using the MSC.NASTRAN solver. This set comprises stepped-lap joint models, with different degrees of mesh refinement, and a scarf joint model. Based on their results, the difficulty in meshing such joints is highlighted, the advantages of the utilization of locally refined meshes are emphasized, and singularities are identified. Finally, the comparison of the analytical to the numerical results leads to the conclusion that the analytical model is applicable only to qualitative studies of joints between (or repairs in) laminates with a relatively high number of plies.

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.

A instabilidade de placas laminadas se tornou um problema de grande importância no projeto de estruturas leves e seguras. Desta forma, o estudo de métodos e o desenvolvimento de programas computacionais para a obtenção de cargas críticas de flambagem neste tipo de estrutura são muito úteis. Este trabalho apresenta o estudo da aplicação da série trigonométrica de duplo seno na obtenção de cargas críticas de laminados retangulares simétricos, com os bordos simplesmente apoiados, baseado nas hipóteses de Kirchhoff, utilizando o método de Rayleigh-Ritz. Um programa computacional no Matlab 6.5 foi desenvolvido e validado por comparação com resultados encontrados na literatura. Em seguida, comparou-se os resultados do programa com os resultados obtidos pelo método dos elementos finitos utilizando-se o Nastran. Verificou-se que a série de duplo seno não ée adequada para a solução de laminados altamente anisotrópicos.

Materiais compósitos avançados, que consistem basicamente de fibras de alta resistência e rigidez embebidas em um material matriz, têm revolucionado projetos de aeronaves, pois permitem significante economia de peso e conseqüente ganho de performance. Esses materiais são geralmente empregados na forma de placas laminadas, produzidas pela junção de várias camadas de material compósito, variando-se a orientação das fibras. Desta forma ée possível obter-se um componente estrutural com resistência e rigidez adequadas em cada direção, atendendo mais eficientemente às solicitações de serviço. Neste trabalho são estudadas soluções analíticas para flambagem de placas laminadas retangulares simplesmente apoiadas, submetidas a carregamento biaxial. São apresentados estudos paramétricos e comparações entre cargas de flambagem obtidas com a teoria clássica e a teoria de primeira ordem. A teoria clássica superestima cargas de flambagem e os erros resultantes são significativos em placas espessas. Os maiores erros encontrados aproximam-se de 100% para placas com a razão largura / espessura igual a 10 e baixos módulos de cisalhamento transversal, considerados infinitos pela teoria clássica.

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.