No presente trabalho foi estudada a influência do tipo e da quantidade de cargas nas propriedades mecânicas de elastômeros usados como isolantes térmicos em motores-foguetes. Foram selecionados seis tipos de cargas: sílica, caulim, talco, óxido de ferro, asbestos e negro de fumo. A quantidade de carga adicionada foi variada de acordo com a carga utilizada, quantidades estas que possibilitaram fácil processamento e confecção de corpos de prova. Os corpos de prova foram cortados conforme com as normas para medidas de dureza, resistências à tração e alongamento. Verificou-se que algumas cargas, como a sílica, o talco e o caulim não influenciam as propriedades mecânicas do Polibutadieno Hidroxilado. Estes tipos de cargas, não são considerados cargas reforçantes, mas são usados para baratear o custo do composto, pois não alteram as propriedades mecânicas do Polibutaieno Hidroxilado. Com relação aos Asbestos, Negro de Fumo e Óxido de Ferro, foi verificado que os mesmos melhoram a resistência à tração do Polibutadieno Hidroxilado sem alterar o alongamento do mesmo. Das três cargas, o Negro de Fumo é a mais utilizada nos "liners" à base de PBLH de motores-foguetes de pequeno, médio e grande porte, pois apresenta fácil processamento e melhores propriedades mecânicas. No caso de elastômeros sólido tipo NBR, só a sílica e o negro de fumo têm influência na propriedade mecânica deste polímero.

Typically, aircraft wing structural panels are designed against buckling for a very large number of possible loading that may occur during the operation of the aircraft. If the optimization procedure accounts only for a limited number of design loads, the structure may be vulnerable to a specific type of loading that may cause the structure to fail. A novel approach for the optimization of plates with arbitrary shapes under uncertain loads is proposed. The geometry of the plates is defined by a single closed spline or several connected splines. The loading distribution is not considered to be uniform but it is allowed to vary within an admissible set, conferring uncertainty to the applied loads. The admissible load space comprises normal and shear loadings that can be represented through a collection of piecewise linear functions defined along the plate boundary. Therefore, the load distribution on the entire boundary of the plate is characterized by a vector of x and y components at the spline knots. A special procedure is applied to handle the constraint that the loading must be self-equilibrating. A minimax strategy is used to deal with the loading variability such that the resulting optimal design is able to withstand an entire class of linear piecewise loadings along the plate boundary. The refinement of the loading representation may be completely independent of the refinement of finite element mesh. Nevertheless, some degree of relationship is desired to simplify the numerical procedures. The validity of the proposed approach is assessed by applying it to simple cases.

No cálculo de resposta dinâmica de estruturas através de superposição modal é de fundamental importância que os modos de deformação correspondentes às deformações geradas pelas cargas sejam incluídos, o que exige o cálculo de um grande número de modos (problema de auto-valores), podendo tornar a solução do problema muito cara, do ponto de vista computacional. A utilização de modos residuais permite a obtenção de soluções com alta precisão sem a necessidade de se incluir um grande número de modos de deformação. Este trabalho utiliza modos residuais na solução de problemas dinâmicos estruturais, cuja solução é obtida através de superposição modal. Os resultados obtidos são comparados àqueles resultantes da integração direta das equações de movimento do sistema. Exemplos numéricos são apresentados e seus resultados são amplamente comentadosA inserção do Brasil no competitivo mercado espacial se tornou possível após o domínio do desenvolvimento da tecnologia de foguetes de sondagem alcançada nas décadas de 1970 e 1980, com o projeto Sonda IV. Entretanto, os foguetes de sondagem não permitiam a inserção de satélites em órbita, o que levou o país ao desenvolvimento do Veículo Lançador de Satélite (VLS-1). O Brasil é detentor da melhor localização geográfica para lançamentos comerciais equatoriais, dada a economia de energia alcançada durante os lançamentos. Para atingir plena autonomia na área espacial um país precisa ser detentor de tecnologia na área de produção e lançamento de lançadores, satélites e ter seu campo de lançamento. Assim, este trabalho tem por objetivo o estudo sobre os meios de solo, voltado à fase final de integração no campo de lançamento, para a montagem de veículos de médio e grande porte, englobando a forma de montagem dos mesmos, pré-dimensionamento de prédios e instalações. Explana-se a logística no que se refere a transporte, armazenagem e suprimentos, usada durante a campanha de lançamento para o veículo. Discorre-se sobre o Centro de Lançamento de Alcântara e os veículos de médio e grande porte do Programa Nacional de Atividades Espaciais (PNAE). Aborda-se sobre a interação entre as edificações, para que se possa atingir o sucesso da missão, incluindo requisitos mínimos de segurança durante o lançamento. Comenta-se sobre planejamento e coordenação de campanhas de lançamento de veículo de médio e grande porte. E, finaliza-se, com a apresentação das considerações finais, expondo sugestão para futuros trabalhos e as contribuições deste estudo.

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.

Normalmente, quando um avião é certificado para condições de "ditching" segundo o FAR25, ou é feito um teste com modelo em escala ou é usado dados de um outro avião similar já certificado para mostrar o atendimento aos requisitos. Às vezes, não há dado disponível para provar por similaridade e, portanto, o teste com modelo em escala se faz necessário, mas é bem conhecido que um teste de "ditching" custa tempo e dinheiro. Então, para evitar ou minimizar estes custos, decidiu-se por utilizar um programa de fluido-estrutura (Dytran) para simular um avião em condições de "ditching". Baseado em experiência anterior, o primeiro resultado da simulação estava coerente uma vez que o avião apresentou o comportamento de levantar o nariz. Porém as acelerações e a distribuição de pressão não estavam totalmente usáveis devido a um certo ruído numérico nos resultados. Como os resultados puros no CG - deslocamentos e rotações - estavam consistentes, foi aplicado o método de mínimos quadrados com restrições para encontrar as novas velocidades e acelerações suavizadas e, conseqüentemente, as forças e os momentos de contato teóricos no CG. Depois, foi elaborado um procedimento usando técnicas de suavização para tratar a distribuição de pressão original para todos os painéis do avião de tal forma que os esforços de contato resultantes fossem iguais aos teóricos. Finalmente, com os resultados filtrados, foram obtidos diagramas de esforços mais realísticos para alguns componentes do avião (fuselagem, asa e motor) e, assim, eles puderam ser comparados com os seus envelopes de carga final. Desta forma, será possível prever a seqüência de eventos, ou seja, qual componente vai quebrar primeiro ou ainda, com análises adicionais, será possível estabelecer a melhor combinação entre velocidade e ângulo de ataque para um procedimento de "ditching" mais seguro.

Um reparo estrutural, feito de uma chapa de reforço unida mecanicamente a um revestimento, pode degradar a vida em fadiga e o comportamento da tolerância a dano de um elemento estrutural típico de uma aeronave. Essa degradação está diretamente relacionada às concentações de tensões introduzidas pelas cargas dos rebites. Uma série de configurações de reparos rebitados típicos são apresentadas, analisadas e comparadas a respeito a sua fadiga e a características de tolerância a dano. As cargas nos rebites são determinadas numericamente utilizando-se um programa de computador baseado no Método dos Elementos de Contorno Dual. Curvas S-N com qualidade de furo aberto são utilizadas para estimar as vidas em fadiga. Cálculos de resistência residual são realizados para a situação de dano múltiplo oriundos da fileira crítica de furos. Resultados são comparados de maneira que a melhor configuração possa ser selecionada.