Barras de torção são largamente utilizadas para diversas necessidades na indústria aeronáutica, tais como sistemas de comando de vôo, contrabalanceamento de portas diversas. Desse modo, ée apresentada uma metodologia que visa fornecer uma estimativa inicial das dimensões dessa barra. Essa metodologia ée baseada em três conceitos comuns para qualquer projeto de barra de torção: balanceamento, onde a barra de torção deve promover certa resistência a uma carga aplicada (no estudo de caso, a abertura de uma porta de passageiros); fadiga, baseada nas propriedades dos materiais estudados, bem como suas curvas de fadiga, fornecidas pela norma MMPDS-01; e, por último, margem de segurança, de modo que haja tensões em níveis satisfatórios, em relação às tensões de escoamento dos materiais estudados. Assim, obtém-se uma estimativa pré-otimizada das dimensões da barra de torção (diâmetro e comprimento) para qualquer material, visando a atender os requisitos necessários. Para a decisão final da melhor barra estimada, são estabelecidos critérios, novamente atendendo às necessidades de cada projeto, tais como peso, custo, entre outros. Com os valores estimados, ée feito o refinamento da mesma, utilizando método dos elementos finitos e ensaios. De modo geral, a metodologia visa dar essa estimativa inicial de forma que não sejam necessárias inúmeras novas iterações no projeto, reduzindo o tempo de projeto e manufatura.

Este trabalho visa comparar duas concepções de fuselagens para aeronave regional de 30 passageiros. Dois conceitos foram analisados: uma fuselagem de material composto fabricada segundo o conceito SOFI (Stringer Outside Frame Inside) e uma de alumínio convencional semi-monocoque. As duas fuselagens foram pré-dimensionadas para atenderem requisitos de tensões e estabilidade estática. Os resultados foram avaliados também com o uso de um programa de elementos finidos. Fixadas as duas configurações foram estimados ambos os pesos estruturais e comparados. A fuselagem de material composto apresentou uma diminuição de peso de 8% em comparação à fuselagem de alumínio convencional e por isto pode-se considerar como uma alternativa valida para redução de peso estrutural.

No cálculo de estruturas sob ação do vento, normas para dimensionamento de estruturas precisam de constantes atualizações, devido por exemplo às mudanças impostas pelo clima. Este trabalho tem por objetivo obter um mapa de ventos atualizado para a norma brasileira NBR 6123 - Forças devidas ao vento em edificações. Aspectos matemáticos como interpolação por Krigagem e o método de ajuste da Máxima Verossimilhança foram abordados, além de uma revisão bibliográfica sobre as principais funções de distribuição de probabilidade para ventos extremos, em especial a distribuição de Gumbel. Utilizou-se uma abordagem computacional para tratamento dos dados utilizando rotinas em C++ e no software estatístico R, inicialmente com dados mais recentes e mesmo método do mapa anterior e em seguida usando um novo método aplicando a Krigagem e a distribuição de Gumbel. Obteve-se um novo mapa de ventos extremos para todo o território nacional com estações de dados entre 10 e 15 anos. Concluiu-se entre outras coisas que o novo mapa de velocidade básica de vento do Brasil obtido neste trabalho traz consigo dados em maior quantidade e qualidade, embora apresente valores de velocidades básicas globalmente superiores aos do mapa anterior.

Esse trabalho apresenta um procedimento de projeto para obtenção de estruturas típicas em aplicações aeronáuticas otimizadas satisfazendo simultaneamente dois critérios: carga de flambagem máxima e freqüência fundamental máxima. As estruturas projetadas estão sujeitas a carregamentos incertos ou não uniformes. Para a representação do carregamento não uniforme utiliza-se uma metodologia de extração de carregamentos auto-equilibrados a partir dos carregamentos físicos que atuam na estrutura. O carregamento auto-equilibrado é definido usando alguns pontos de controle de carga localizados nos contornos da estrutura. O carregamento auto-equilibrado é descrito usando funções lineares por parte. A abordagem matemática do projeto envolve a solução de problemas de otimização "minimax" em dois níveis e simultâneos. Utiliza-se a estratégia minimax com o intuito de se obter o melhor projeto para a pior condição de carregamento. O processo de otimização envolve também o método de Powell e um loop externo de otimização de massa. O loop externo de otimização de massa torna possível ajustar a massa da estrutura de acordo com especificações de projeto e margens de segurança adotadas. As variáveis de projeto da otimização são propriedades geométricas de estruturas e/ou ângulos de orientação das camadas (em estruturas de material compósito). No entanto, em otimizações que utilizam ângulos de orientação das camadas, é necessário utilizar parâmetros de laminação com o intuito de manter a convexidade do problema. Uma nova definição dos parâmetros de laminação foi adotada para aumentar a aplicabilidade do procedimento.

O objetivo desse trabalho é desenvolver uma sistemática de otimização utilizando-se como base o software MSC.Nastran de forma a otimizar estruturas em material compósito tirando vantagem das tensões residuais térmicas em problemas de estabilidade elástica. As tensões residuais térmicas (TRT) introduzidas durante o processo de manufatura podem ser utilizadas para aumentar significantemente as cargas de flambagem de estruturas em material compósito, portanto, o procedimento de otimização, aqui proposto, melhora o projeto levando-se em consideração o estado térmico do componente. É necessária a análise de elementos finitos devido a complexidade da estrutura e também ao uso de métodos numéricos para análise térmica e de flambagem linear. O estudo de caso aqui aplicado consiste em otimizar o revestimento de um leme aeronáutico de fabricação tipo one-shot. O leme é modelado por elementos finitos de placa isoparamétricos, quadrilaterais e triangulares, baseados na formulação de Reissner-Mindlin. Um layout para o revestimento do leme é proposto. Problemas de minimização de massa e restrição de autovalores são utilizados sucessivamente de forma a proporcionar ganho significativo de desempenho, sendo que as variáveis de projeto são as espessuras dos laminados que variam de forma contínua. O procedimento é validado para diferentes temperaturas as quais o leme estará sujeito durante sua operação. Os resultados indicam que utilizando as TRTs através do método proposto influenciamos significantemente a otimização estrutural de uma estrutura em laminado composto. Portanto conclui-se que a avaliação e efeitos das tensões térmicas devem ser levados em consideração quando projetamos essa classe de estruturas em material compósito.

Este trabalho tem como objetivo desenvolver uma rotina para a geração de um modelo simplificado para o caixão principal de uma asa dimensionado através de uma ferramenta de otimização para estabilidade. Este modelo simplificado deve representar dinamicamente o comportamento do caixão principal. A metodologia foi aplicada para um conceito de aeronave comercial de transporte. Modelos em elementos finitos foram construídos para a validação da metodologia proposta. A rotina implementada mostrou-se capaz de cumprir o objetivo proposto, gerando os resultados com a acuracidade esperada para fases de anteprojeto de aeronaves.

Este trabalho apresenta a análise estrutural de sete problemas comumente utilizados para testar elementos de cascas sob forte não linearidade geométrica. A análise é feita com o elemento S4R do ABAQUS e traz, em detalhes, toda a estratégia de modelagem das estruturas (pré-processamento, processamento e pós-processamento). Observa-se um excelente desempenho do elemento, mas, ao mesmo tempo, detectam-se certas fragilidades relacionadas aos seus modos espúrios ("hourglass modes").

Este trabalho tem como objetivo investigar a estabilidade de painéis de compósitos através do cálculo da sua tensão de colapso e da eficiência estrutural. Adicionalmente, faz-se uma análise de sensibilidade para investigar como algumas variáveis do painel influenciam sua carga de flambagem. Apresenta-se o modelo em elementos finitos que foi construído para suportar as análises, detalhando o tipo de elemento, as propriedades, carregamento utilizado, condições de contorno e estudo de convergência da malha. Em seguida apresenta-se o cálculo da tensão de colapso e da eficiência estrutural do painel base desse trabalho. Além disso, calcula-se a tensão de colapso e a eficiência de um painel de compósito construído com as dimensões ótimas obtidas por outro autor (no caso de painéis metálicos integrais usinados) e também de um painel metálico com as mesmas dimensões desse painel de compósito. Por fim, mostra-se a análise de sensibilidade, evidenciando como algumas variáveis do problema, relativas à geometria e laminados, influenciam a eficiência do painel à flambagem. Ao comparar a eficiência estrutural do painel de compósito base desse trabalho com a eficiência do painel de compósito com as dimensões ótimas obtidas por outro autor, verifica-se que o segundo painel tem uma eficiência maior que a do painel base. Fazendo a mesma comparação entre o painel de compósito com as dimensões ótimas e o painel equivalente em alumínio, percebe-se que o painel de compósito é mais eficiente que o de metal. Com relação à análise de sensibilidade, seus resultados mostram-se bastante úteis em uma fase de pré-dimensionamento, pois fornecem subsídios para as definições preliminares da estrutura.

Este trabalho discorrerá, brevemente, sobre algumas características da aeronave desenvolvida durante o Programa de Especialização de Engenharia (PEE2008), focando na empenagem vertical como componente principal a ser estudado. Será mostrado detalhadamente, como foi escolhido o caso crítico de carga, a matriz de decisão utilizada para direcionar a escolha do material para a empenagem vertical e também o modelo de elementos finitos. Apresentará a metodologia desenvolvida para seleção das zonas de laminação e para otimização da sequência de empilhamento de laminados em material composto. Durante os passos de otimização, será utilizado somente o índice de flambagem como restrição para o caso crítico de carga. Na primeira etapa de otimização estrutural, a estratégia de modelagem de zonas de laminação sobre o modelo de projeto é aplicada em grupos de quatro elementos adjacentes que tem a mesma sequência de empilhamento e somente uma variável de projeto referente a espessura. O critério de gradiente de espessura é utilizado para reagrupar as zonas de laminação após cada ciclo, até a convergência final, quando não é mais possível o agrupamento dos elementos. Uma vez que o conjunto de zonas de laminação é definido, o modelo de elementos finitos (FEM) será reorganizado e variáveis de projeto discretas referentes aos ângulos e espessuras das lâminas são associadas às propriedades dos laminados, de tal forma que a sequência de empilhamento é otimizada, gerando como resultado final um laminado com continuidade entre as zonas. Os resultados mostram que a estratégia é muito eficaz para o projeto de otimização em estruturas aeronáuticas de materiais compostos. O software de otimização GENESIS foi utilizado em todas as otimizações neste trabalho, mas a metodologia que será apresentada é genérica e pode ser utilizada por outros softwares.

Os requisitos de baixo peso e alta resistência para as estruturas aeroespaciais têm causado um aumento da utilização de materiais reforçados com fibras na manufatura destas estruturas. Cascas cilíndricas e/ou estruturas construídas pela junção de cilindros de paredes finas estão entre os tipos mais usados em aplicações aeroespaciais. Quando cilindros fabricados com materiais compósitos são submetidos a cargas compressivas axiais, os mesmos flambam à cargas significantemente menores do que as previstas teoricamente. Isto é causado pela presença de pequenas imprefeições geométricas na estrutura. Neste trabalho, um programa experimental foi desenvolvido para determinar as tensões de falha, os módulos de elasticidade e os modos de falha de 47 cilindros fabricados em carbono/epoxi sob cargas compressivas uniaxiais. Os espécimes testados possuiam diferentes razões entre comprimento/diâmetro e seqüências de laminação (orientações das camadas) variadas. Os resultados experimentais obtidos neste trabalho determinam o módulo de elasticidade e a resistência dos cilindros produzidos pelo processo de fabricação empregado. Isto é, o nível de imperfeições introduzidas na manufatura fica caracterizado, servindo de subsídio para projetos de estruturas desse tipo. Estes resultados foram comparados aos obtidos em análises realizadas com programas de elementos finitos. Os mais importantes fatores que influenciam o comportamento mecânico deste tipo de estrutura foram também discutidos.