O aumento da capacidade de penetração dos novos projéteis, utilizados tanto em operações de guerra como na violência urbana, tem obrigado o desenvolvimento contínuo de materiais mais resistentes e mais leves no emprego de blindagens. Na aplicação aeronáutica, os fatores peso e eficiências balísticas são extremamente críticos. Uma blindagem tem que oferecer proteção contra calibres de munição antiaérea sem acrescentar muito peso, para que a autonomia e capacidade de carregar armamentos não sejam limitadas. As blindagens que melhor desempenham esse papel são do tipo cerâmica/compósito. Contudo uma grande quantidade de combinações é possível, variando o tipo de cerâmica e de compósito. No presente trabalho foram abordados dois tipos de estudos. O primeiro estudo abordado é um modelo analítico que representa o impacto de um projétil sobre uma blindagem cerâmica/compósito, cuja simulação foi rodada em MATLAB V.5. Na simulação, os valores da V50 foram obtidos para os painéis de Al2O3/aramida e B4C/aramida contra os projéteis 7,62x51mm AP e 0,50 pol. NATO AP, respectivamente. O ensaio do painel SiC/aramida contra 0,50 pol. NATO AP serviu para calibrar a simulação e determinar o valor da deformação máxima da base, que é o critério de falha do modelo. Os resultados da simulação comparados com os resultados obtidos nos ensaios foram bem próximos, indicando que o modelo analítico é representativo. O segundo estudo é uma análise da vulnerabilidade de uma aeronave. Desta forma, um cone de ameaças é definido tendo a aeronave no seu vértice e os inimigos distribuídos aleatoriamente em sua base. Através de composição vetorial de velocidade calculam-se a velocidade de impacto e a seção oblíqua do projétil paralela ao plano da aeronave. Dessa forma é possível determinar a espessura necessária para proteger aquela área, utilizando a simulação, e assim otimizar a blindagem para que ela tenha o melhor quociente desempenho balístico/peso.

Este trabalho compara resultados experimentais e de vários modelos numéricos utilizados para reproduzir uma junta sobreposta, unida por quinze rebites distribuídos em três carreiras. Foram confeccionados modelos numéricos 2D simples, porém significativos, variando e combinando o tipo do elemento para representar os rebites e chapas, até o modelo numérico 3D composto de elementos sólidos, que considera contato e atrito entre as chapas e os rebites. Na modelagem numérica são abordados os principais fundamentos teóricos que influenciam o comportamento deste tipo de junta, assim como, na modelagem matemática, são apresentadas as características e propriedades dos elementos utilizados para representar as chapas, os rebites e o tipo de análise empregada. É descrita a metodologia empregada no ensaio experimental e na simulação computacional. Em seguida, é apresentado e comparado o resultado analítico fazendo uso do modelo da linha neutra, com o resultado numérico para os modelos mais significativos deste trabalho. Por fim é feita uma discussão dos resultados numéricos obtidos, apresentada conclusões e propostas para desenvolvimentos futuros.

Compósitos de matriz polimérica reforçados com fibra de boro, de vidro, de aramida e de carbono estão sendo progressivamente empregados em aeronaves, mísseis e veículos espaciais com o intuito de reduzir massa e aumentar a estabilidade dimensional destas peças em diferentes faixas de temperatura e resistência ao impacto. Há uma crescente necessidade em aplicações civis e militares para materiais compósitos os quais tem características estruturais excelentes, aliada à boa resistência à penetração e alongamento após impacto. Este trabalho teve por finalidade mostrar quais são os principais materiais compósitos, aplicados em painéis balísticos, as principais técnicas de processamento e avaliar sua resistência ao impacto. Um exemplo prático de aplicação foi estudado analisando propriedades balísticas e de resistência à penetração de painéis utilizados para blindagem da porta de acesso à cabine dos pilotos de aeronaves de passageiros. Além do requisito balístico a porta tem a menor massa possível, pois se utilizou materiais compósitos de ultima geração como painel balístico laminado e autoclavado apresentando alta elongação e alto teor de fibras. Foi demonstrado quais materiais, processos de fabricação e ensaios foram utilizados para confecção do modelo de porta reforçada que hoje está em produção e equipando aeronaves comerciais nos quatro cantos do mundo.

A indústria aeroespacial investe grandes somas em seus processos de manufatura, especialmente nas ferramentas específicas e em dispositivos de precisão para verificação dimensional de grandes partes estruturais como dianteira, centrais, asas, empenagens, posicionamento e alinhamento de asas, fuselagem, diedros de semi-asas e empenagem horizontal, distâncias relativas entre asa e empenagens e superfícies móveis. Por serem construídos para usos e processos específicos, a flexibilidade da aplicação dos mesmos fica limitada, sendo necessária a criação de um novo dispositivo a cada novo processo. É estudada a viabilidade de uso do sistema GPS Indoor, assim como do Laser, através de sensores previamente localizados nas superfícies das aeronaves, na verificação precisa da posição relativa entre superfícies móveis, asas e alinhamento da fuselagem. Esses registros, conhecidos como pontos de triangulação, poderão ser utilizados tanto na inspeção final da aeronave para liberação de entrega, como para o operador verificar as condições dimensionais da mesma quando houver suspeita de perdas dimensionais em casos de pequenos acidentes, como o pouso duro, a derrapagem em pista e o pouso de barriga, entre outros.

O trabalho analisa e caracteriza as incertezas na Análise de Tolerância ao Dano (DTA - Damage Tolerance Analysis) devidas a variações nos espectros de cargas obtidos para as aeronaves F5-E da FAB, com a finalidade de averiguar se os intervalos de inspeção obtidos ao final das análises são significativamente alterados em função de possíveis desvios estatísticos dos dados coletados. Os efeitos de incertezas no espectro de carregamento dinâmico sobre as curvas de propagação de trincas em pontos críticos da aeronave foram analisados através da variação do "mix" original de missões levantado na campanha realizada em 1992-1993 para as aeronaves F5-E do 1 GAC da Base Aérea de Santa Cruz (BASC). Para as análises de crescimento de trincas, foi utilizada a formulação proposta por Forman et alii (1993), e os efeitos de retardo foram analisados segundo as equações propostas por Wheeler (1972) e Willenborg (1974). Com as análises realizadas, foi possível quantificar os possíveis impactos das variações no espectro de cargas sobre os intervalos de inspeção atuais. Os resultados obtidos poderão servir de subsídio para a Revisão da Análise de Tolerância ao Dano da aeronave F-5E BR (aeronaves F-5E modernizadas pela Embraer), projeto a ser realizada pelo Instituto de Aeronáutica e Espaço (IAE), com início previsto para o futuro próximo.

A determinação dos esforços primários via NASTRAN, ao contrário do que ocorre ao se utilizar a teoria do engenheiro que faz uso extensivo de larguras efetivas de chapa, baseia-se na hipótese de que os painéis não flambam. A redistribuição das tensões ocorre apenas levando-se em conta os efeitos da tração diagonal, enquanto a flambagem dos painéis não é levada em conta neste estudo. Sabendo-se que ao não considerar a flambagem, erros podem ser cometidos, este trabalho realiza uma comparação entre duas análises da estrutura primária: análise usando NASTRAN, levando-se em conta a redistribuição de tensão devido à tração diagonal - sem considerar a flambagem dos painéis; e análise da teoria do engenheiro considerando a flambagem dos painéis, através do uso de larguras e áreas efetivas dos painéis flambados, também se levando em conta a redistribuição de tensões devido à tração diagonal. Aqui se apresenta a questão de como devem ser utilizados os resultados obtidos através de uma análise de uma fuselagem semi-monocoque pelo NASTRAN, face ao fato de que existe a possibilidade real de flambagem de chapas dessa estrutura.

Esta tese trata da aplicação da filosofia de Análise de Tolerância ao Dano (DTA) às aeronaves F-5E da Força Aérea Brasileira (FAB) lotadas no 1 Grupo de Aviação de Caça (GAC) da Base Aérea de Santa Cruz (BASC), visando estender as suas vidas operacionais. Apresenta-se a metodologia utilizada para a determinação das tensões atuantes nos pontos críticos da aeronave F-5E, isto é, as tensões nos locais onde é mais provável haver a formação de trincas, as quais podem levar a uma falha catastrófica estrutural por um processo de fadiga. Esta metodologia consiste basicamente da coleta de dados em vôo, pré-análise e redução destes dados e determinação de um espectro de tensões representativo da utilização da frota. Todos os dados foram obtidos de uma campanha de ensaios realizada em 1992 e 1993, conduzida pelo Southwest Research Institute, de San Antonio, Texas, Estados Unidos da América. Após a determinação do espectro de tensões é mostrado um exemplo de análise de crescimento de trinca para um dos pontos críticos da aeronave. Com a capacidade de realizar este tipo de análise, garante-se a integridade estrutural e a vida da aeronave pode ser estendida. Este trabalho mostra que o mesmo tipo de análise feita para o F-5E pode ser realizada para outros tipos de aeronaves, civis ou militares. Isto é bastante proveitoso para qualquer operador cujas aeronaves estejam chegando ao limite de suas vidas operacionais.

A integração e qualificação de cargas externas em aeronaves é um problema que requer estudos detalhados a fim de se prever o comportamento dinâmico da estrutura da aeronave após a mudança de configuração. Entretanto, a solução de problemas dinâmicos que envolvem modelos complexos pressupõem uma elevada capacidade computacional. Como conseqüência direta, o custo de projeto torna-se elevado. No presente trabalho, técnicas de Síntese Modal são apresentadas como uma alternativa ao modelamento de grandes sistemas, tanto no que se refere a uma menor necessidade de utilização de recursos computacionais, bem como pela facilidade de se integrar modelos desenvolvidos em paralelo por diferentes equipes de trabalho e que possam, até, estar atuando em locais diferentes. A idéia principal do método consiste em analisar partes da estrutura, representá-las pelas suas freqüências e modos naturais de vibração e , finalmente, acoplar os modelos das subestruturas em questão na base modal. O desempenho do método é avaliado pela sua aplicação em três modelamentos diferentes, compostos por uma asa e um míssil, e posterior comparação das freqüências naturais de vibração obtidas com a solução exata, i.e., com as freqüências naturais de vibração previamente conhecidas do modelo, focando-se na precisão obtida e no tempo de processamento utilizado.

The aeronautical industry, more precisely the aircraft manufacturing sector, is a demanding business area in which the design development cycles are continuously shrinking whilst the technical requirements are becoming more stringent due to the fierce competition. The present work considers the adoption of the multidisciplinary design optimization concept, which is also known by the MDO acronym, as a way of adapting to this new reality. In the MDO concept, the design is performed in a concurrent fashion through the integration of the engineering processes in environments know as ``frameworks';';. The work presents the development of a set of tools that can be adopted as numerical procedures inside existing frameworks or they can be coupled to create the basic structure of an open MDO framework, focused in aeronautical engineering and with special attention to aerodynamic design problems. These tools are embedded in different modules and they are employed in a series of study cases focused in aeronautical applications. These studies have shown how aspects associated with the choice of the geometrical parameterization and the upper and lower range limits of the parametric variables can yield different geometries during the optimization process. Moreover, the present work shows that only those geometric parameterizations that consider high order polynomials can guarantee that the same final geometry is achieved at the end of the optimization process. The increase in the polynomial order leads to optimized solutions with lower drag coefficients. The aerodynamic optimizations performed with a neural network have shown the benefits that the approximation methods can provide in terms of computational cost. The complete set of tools developed during this work can contribute to improve the capability of the Computational Fluid Dynamics group at Instituto de Aeronáutica e Espaço (IAE) and at Instituto Tecnológico de Aeronáutica (ITA) by the incorporation of this open environment for analysis and multidisciplinary optimizations. These tools can become an initial structure focused in a collaborative research activity between academia and industry.

Propõem-se uma solução exata e outra aproximada para o problema de valor de contorno que descreve a flambagem linear de painéis cilíndricos circulares axialmente comprimidos com reforçadores nas bordas retas. As condições de contorno diferem das condições clássicas de apoios simples, comumente admitidas em projeto, pelo fato de considerarem a torção resistida pelos reforçadores. As equações linearizadas de Donnell, desprezando a flexão antes da flambagem, são empregadas. As soluções exata e aproximada derivam-se dos métodos de Lévy e Galerkin, respectivamente.