Este trabalho apresenta dois métodos para a determinação da resistência residual e da tensão de ligamento em elementos estruturais que possuem trincas em mútiplas regiões. Este assunto, que ganhou notoriedade após o acidente com o Boeing 737 da Aloha Airlines (em 1988), é comumente referenciado pela abreviatura MSD (Multiple Site Damage) e, atualmente, é objeto de numerosas pesquisas financiadas pela indústria aeronáutica e por autoridades de aeronavegabilidade.O primeiro método é conhecido por método do ligamento da seção remanescente. A sua hipótese básica admite que a união entre duas trincas vizinhas ocorre quando as suas zonas plásticas se tocam. O método é bastante intuitivo e ganhou popularidade devido à sua simplicidade e razoável precisão, adequadas a fases preliminares de projeto. O segundo método é especialmente indicado para estruturas de materiais dúcteis, que apresentam significativa plastificação anterior à falha. Um exemplo típico dessas estruturas são os revestimentos das fuselagens de aviões, usualmente feitos de ligas dúcteis de alumínio. Este método é baseado no conceito do CTOA (crack tip opening angle), que foi introduzido em 1963, e tem recebido atenção, no estudo de MSD, desde o começo da década de 90. Recentemente, foi a abordagem escolhida pela NASA para avaliar, do ponto de vista da mecânica da fratura, um módulo da Estação Espacial Internacional. Os dois métodos são aplicados na investigação de MSD em diferentes corpos de prova padronizados, bem como em estruturas aeronáuticas mais representativas, tais como painéis reforçados. Os resultados obtidos por ambos os métodos são comparados com dados experimentais encontrados na literatura. As comparações mostram que o método do ligamento pode ser excessivamente conservativo em diversas situações, enquanto que o método do CTOA conduz a resultados que possuem excelente correlação com os dados experimentais para todos os exemplos estudados.

Este trabalho trata da aplicação do conceito de elemento singular híbrido na determinação dos fatores de intensidade de tensão e da tensão T em sólidos isotrópicos, sujeitos a um estado plano de tensões ou a um estado plano de deformações. Inicialmente é feita uma breve revisão da aplicação do método de elementos finitos na mecânica da fratura, ressaltando a necessidade da utilização dos elementos finitos singulares. Todas as etapas envolvidas na formulação do superelemento singular híbrido de equilíbrio, introduzido por Tong et al. (85), são detalhadamente desenvolvidas. A formulação abrange superelementos com funções de interpolação lineares, bilineares e quadráticas, possibilitando a sua utilização com vários elementos convencionais formulados pelo método dos deslocamentos. Um código computacional foi implementado e o método aplicado na análise de várias configurações típicas de placas retangulares com trincas, inclusive um painel com reforçadores. Os resultados obtidos apresentam boa concordância com dados da literatura. Por último, é realizada uma comparação com métodos que utilizam os elementos finitos distorcidos ("quarter-point elements"), confirmando a maior precisão dos resultados obtidos com o uso dos elementos singulares híbridos.

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.

Superfícies de controle do tipo flape são utilizadas nos bordos de ataque e de fuga durante algumas fases do vôo como decolagem, pouso e aproximação para aumento de sustentação da aeronave em baixa velocidade. Este trabalho envolve o estudo do mecanismo de atuação de superfícies de controle do tipo flape para avaliar a influência da presença de folgas, tolerâncias dos componentes, desalinhamento dos trilhos e rigidez do painel, no desempenho do sistema durante seu funcionamento, ainda na fase de projeto. O objetivo é desenvolver um método eficiente e preciso para estudos de trade-off entre a força exercida pelos atuadores e o desalinhamento, folga e flexibilidade do sistema. As forças de inércia envolvidas nestes sistemas podem ser consideradas desprezíveis; portanto, o movimento apresenta-se como quase-estático. Um modelo analítico aproximado foi desenvolvido considerando-se o sistema estático em cada incremento de tempo para se determinar a relação entre a força exercida pelos atuadores e o desalinhamento de um dos trilhos. O método dos coeficientes de influência de rigidez é utilizado para se determinar a matriz de rigidez do painel. A força exercida pelos atuadores é obtida analiticamente utilizando o método da condensação estática e comparada com os resultados obtidos pela utilização do MSC.Nastran. A força exercida pelos atuadores é também obtida através da utilização do software de análise de multicorpos LMS.DADS. O software de análise de tolerância 3DCS (3-Dimensional Control System) baseado no CATIA V5 é utilizado para simular várias montagens do flape de maneira a computar numericamente os efeitos das variações dimensionais nos requisitos de funcionamento do mecanismo.

O processo de estiramento consiste na conformação de chapas, barras e seções laminadas ou extrudadas, pelo "esticamento" do material sobre uma ferramenta (bloco) que contém a forma (linha de sistema) desejada. Este processo é utilizado principalmente na fabricação de peças da indústria aeroespacial. Os materiais empregados são ligas de alumínio, titânio, aço e níquel. O estiramento de chapas de ligas de alumínio, com relação à têmpera do material, pode ser realizado em três condições: com o material recozido (condição "O"), com o material na condição final de têmpera (condição "TXXX"), ou após a solubilização do material (condição "W"). A utilização de uma ou outra condição de estiramento está intimamente ligada à complexidade da geometria da peça, à qualidade da ferramenta de estiramento e aos valores de alongamento da liga. O estiramento com o material recozido (condição "O") apresenta os melhores resultados com relação ao retorno elástico (spring back), mas a conformação total da peça resulta em valores elevados de deformação e um ou todos os problemas podem acontecer: ruptura do material, aparecimento de "estrias" (bandas de Lüders) e cascas de laranja (orange peel). A situação ideal, em termos de custos de fabricação e tempo de execução, seria realizar o estiramento da peça na condição final de têmpera do material (TXXX). Entretanto, quando comparadas com os aços, as ligas de alumínio apresentam valores de alongamento inferiores, o que faz com que este material suporte níveis menores de deformação. Com níveis menores de deformação, o retorno elástico será muito grande e a peça não atenderá aos requisitos de forma (linha de sistema) necessários para uma montagem adequada. Como uma alternativa para os problemas encontrados no estiramento de chapas nas condições "O" e "TXXX", desenvolveu-se uma condição intermediária, chamada de "W". Esta condição é metaestável e é obtida após a solubilização da liga de alumínio. O estiramento das chapas de alumínio, nessa condição metaestável, é uma boa solução para as situações citadas, ou seja, aparecimento de defeitos superficiais (estrias e cascas de laranja) ou elevado retorno elástico ou efeito mola (spring back). Faz-se necessário, entretanto, um conhecimento detalhado do processo de estiramento, para garantir uma faixa de dureza na qual se obtém um resultado adequado. Deve-se estirar a chapa para valores de dureza em que não se obtenham defeitos superficiais ou elevados valores de retorno elástico. Este trabalho indica que o estiramento da liga AA 2024 após a solubilização (condição "W") apresenta valores de retorno elástico inferiores aos apresentados pelas outras condições avaliadas ("O" e "T3"), sem aumento significativo da rugosidade superficial, o que indica menor susceptibilidade ao aparecimento de defeitos superficiais, como a casca de laranja (orange peel).

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.

Na indústria aeronáutica é inevitável o uso de juntas coladas, rebitadas e parafusadas na união de componentes ou partes estruturais. Com o desenvolvimento de novos materiais e novas técnicas de manufatura, as juntas coladas passaram a ser mais utilizadas devido a algumas vantagens sobre as tradicionais juntas rebitadas e parafusadas, tais como: melhor distribuição das tensões na região de colagem, melhor vedação, melhor acabamento e o mais importante em aplicações aeronáuticas, menor peso. O projeto de juntas coladas é baseado em análise para a determinação das tensões normais e cisalhantes no adesivo e o campo de deslocamentos ao longo da junta. O objetivo deste trabalho é apresentar uma técnica de elementos finitos para modelagem de juntas coladas aplicável a qualquer tipo de configuração. As juntas são modeladas utilizando o programa comercial de elementos finitos MSC.Nastran. Nas simulações, os aderentes são considerados laminados de material ortotrópico, conseqüentemente a utilização de laminados assimétricos e não-balanceados são considerados. A camada de adesivo é modelada de duas maneiras: a primeira técnica assume a camada de adesivo como sendo um modelo constitutivo linear elástico e a segunda técnica assume um modelo constitutivo elasto-plástico, sendo este o modelo constitutivo da maioria dos adesivos poliméricos. Elementos de casca (CQUAD4) são utilizados para a modelagem dos aderentes e elementos sólidos (CHEXA8) na modelagem da camada de adesivo. Equações de restrição (MPC) são utilizadas para ligação dos aderentes ao adesivo proporcionando a determinação das tensões de cisalhamento txz e normal sz. A validação do modelo de junta colada tipo sobreposta é investigada pela comparação dos resultados numéricos com outras duas técnicas. Na primeira técnica, ambos os aderentes e adesivo são discretizados em elementos sólidos do Nastran, resultando num modelo completamente 3D; na segunda técnica é utilizado o programa comercial para análise estrutural de compostos ESAComp 2.2. Os resultados comparados são as distribuições de tensões normais, cisalhantes e o campo de deslocamentos ao longo da junta. Os resultados obtidos com o método proposto estão próximos do modelo 3D para todos os estudos de caso, com vantagem de ser mais simples e numericamente mais eficiente.

Veículos aeronáuticos e aeroespaciais são sujeitos a cargas externas de rajadas, causando tensões transientes na estrutura. Na determinação das cargas devido à rajada, o histórico temporal da mesma assume uma variedade de formas e de magnitudes, e desta maneira, um histórico temporal específico não será representativo da situação global. Sendo assim, o assunto deve ser, de preferência, tratado com métodos estatísticos baseados em dados experimentais. Uma outra abordagem do problema seria efetuar o cálculo de resposta dinâmica da rajada discreta com variação de intensidade e da penetração da rajada até encontrar as respostas máximas. Um outro fato importante que entra na formulação do problema é a flexibilidade da estrutura, principalmente, para estruturas leves que voam em regimes de altas velocidades.O objetivo do presente trabalho é uma avaliação dos méritos dos dois processos e, eventualmente, chegar a resultados conclusivos sobre a comprovação dos requisitos de certificação.

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.

Estruturas aeronáuticas são em sua grande parte fabricadas em material compósito para que sejam atendidas as especificações de projeto. Entre essas estruturas destaca-se a estrutura sanduíche. A utilização desse tipo de estrutura requer estudos extensos em novos materiais, bem como na aplicação dos mesmos. Uma atenção especial para o núcleo dessas estruturas é necessária, pois este material é na verdade uma estrutura celular, como as espumas poliméricas. Esta dissertação busca concatenar a literatura com a prática ao estudar a calibração de modelos de material para descrever o comportamento mecânico de espumas poliméricas, bem como avaliar suas potencialidades e limitações. Estas espumas são estruturas celulares cujos mecanismos de falha consistem em respostas micro e macroscópicas. A identificação e quantificação desses comportamentos podem ser feitas através da investigação de modelos de material micro-mêcanicos ou fenomenológicos (macro-mecânicos) associados a ensaios e análises experimentais tanto do material celular quanto da estrutura na qual este material é utilizado. Cada abordagem, micro ou macro-mecânica, possui vantagens e desvantagens que no presente trabalho são discutidas para o material estudado (espuma polimérica rígida de PVC, poli-cloreto de vinila, com estrutura de células fechada e densidade de 60kg/m³). Uma série de ensaios experimentais com bases em normas é realizada e os dados coletados são comparados com dados obtidos simultaneamente através de uma técnica de correlação de imagens. Todas as informações experimentais são confrontadas e associadas aos mecanismos de falha da espuma polimérica. Finalmente, os dados experimentais são utilizados nas identificações de parâmetros de modelos de material disponíveis em um programa comercial de elementos finitos - ABAQUS. Com os modelos de material calibrados, o presente trabalho investiga a representatividade e as limitações dos mesmos quando aplicados a estruturas aeronáuticas submetidas a cargas localizadas, monotônicas ou não. Observou-se que há uma forte dependência da resposta macroscópica da espuma com sua estrutura celular quando submetida a cargas localizadas e/ou não-monotônicas. Ademais, o uso de modelos de material simplificados, e/ou com hipóteses de implementação, gera resultados duvidosos quando estes modelos são aplicados a materiais celulares com respostas complexas (mecanismos micro-mecânicos, anisotropia, viscosidade, etc.). Todavia, o presente trabalho mostra que uma calibração estratégica relevando as hipóteses de implementação e as limitações do modelo de material, fornece bons resultados macroscópicos que são fortemente influenciados pelos mecanismos de falha micro-mecânicos. / Aircraft structures are mostly made of composite material in order to achieve the specifications of a project. Among these structures one highlights the sandwich structure. The usage of this structure requires extensive studies on new materials as well as on the application of these very materials. A special attention for the cores material of these structures is needed because it is in fact a cellular structure, as the polymeric foams. This dissertation seeks to concatenate the literature and practice, studying the calibration of material models to describe the mechanical behavior of polymeric foams, as well as to analyse their potentials and limitations. These foams are cellular structures whose failure mechanisms comprise micro and macro responses. The identification and quantification of these behaviors can be done through micro-mechanical or phenomenological (macro-mechanical) material models along with experimental tests and analyses of both the cellular material and the structure in which this material is used. Each approach, micro or macro, has advantages and disadvantages that in the present work are discussed for the studied material (PVC, poly-vinyl-chloride, rigid closed-cell polymeric foam with a density of 60kg/m³). A series of experimental tests based on standard procedures are carried out and the data collected are compared with data obtained simultaneously through an image correlation technique. All the experimental information are confronted and associated to the failure mechanisms of the polymeric foam. Finally, the experimental data are used for the identification of material models parameters, currently available in the commercial finite elements software - ABAQUS. With the material models calibrated, the present work investigates the representativeness and the limitations of these very models when applied to aircraft structures submitted to monotonic or not localized loads. One has observed that there is a strong dependence of the foams macroscopic response with its cellular structure when it is submitted to localized and/or non-monotonic loads. Moreover, the usage of simplified material models, and/or with some implementation hypotheses, renders doubtful results when these models are applied to cellular materials with complex responses (micro-mechanical mechanisms, anisotropy, viscosity, etc.). Nevertheless, the present work shows that a strategic calibration taking into account the implementation hypotheses and the limitations of the material model, yields good macroscopic results that are strongly influenced by the micro-mechanical failure mechanisms.