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.

O presente trabalho apresenta uma metodologia para o dimensionamento das articulações, estrutura e sistema de atuação de um leme de material compósito para um jato regional. As principais partes da estrutura, do mecanismo que suporta o leme e o sistema de atuação são idealizados como um sistema multi corpos. Diversas análises são feitas assumindo o leme e as articulações como corpo rígido, facilitando o pré-dimensionamento dos atuadores e das articulações e servindo de base para o desenvolvimento de um modelo que inclui a flexibilidade estrutural das partes. O modelo flexível descreve de forma mais acurada o comportamento mecânico do sistema e ée utilizado para verificar o projeto proposto.

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.

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 velocidade de cruzeiro de uma aeronave comercial ée normalmente estabelecida através de estudos comparativos com aeronaves existentes e com o compromisso de vários outros parâmetros, tais como consumo de combustível, tempo necessário para executar uma missão típica e mesmo, apelo comercial de venda. Contudo, ao se estabelecer velocidades de cruzeiro elevadas, em decorrência de se desejar um menor tempo de vôo, o peso estrutural da aeronave aumenta consideravelmente em algumas faixas de número de Mach. Também, a necessidade de se enflechar a asa faz com que, eventualmente, dispositivos hipersustentadores complexos sejam empregados, aumentando o peso estrutural. O maior consumo de combustível em velocidades elevadas, faz com que se tenha asas de maior área, para poder alojar a quantidade então requerida. Assim, essa e outras considerações fazem com que a aeronave apresente uma degradação do desempenho de subida, impactando desfavoravelmente no tempo de vôo. Finalmente, a economia de tempo proporcionada por velocidades maiores pode não ser significativa se a missão típica ée de pequeno ou médio alcance. O presente trabalho tem por objetivo avaliar como o Mach de cruzeiro de uma aeronave comercial de transporte influencia o peso estrutural da asa. Para tal, aeronaves foram projetadas para atender a uma missão com alcances especificados com a premissa de que todo o combustível seja alojado na asa. Uma rotina de anteprojeto foi desenvolvida para o cálculo do coeficiente de sustentação de cruzeiro e determinação das características geométricas da asa, tais como, enflechamento e área, para atender os requisitos da missão e estimativa inicial do peso estrutural da asa através do método do Torenbeek. A partir daí, o peso estrutural dessas asas ée calculado através de um método com maior exatidão. Para tal, criou-se geometrias iniciais das asas para aeronaves com velocidades de cruzeiro variando de Mach 0,75 a 0,90 com sistema de CAD CATIA. Essas geometrias foram geradas e analisadas pelo módulo PDO (Predesign Optimisation - Otimização do Pré-dimensionamento) do aplicativo WSDS (Wing Structural Design Sistem - Aplicativo para Projeto Estrutural da Asa). O aplicativo WSDS ée um sistema multidisciplinar, desenvolvido empregando a metodologia da engenharia baseada no conhecimento, que auxilia no projeto estrutural do caixão central da asa desde a concepção atée um nível bastante sofisticado. O módulo PDO necessita do fornecimento do arquivo de lofting da asa feito no CATIA e de um envelope de cargas da aeronave em questão. O PDO então constrói a representação plana da asa, a qual define a posição das longarinas, das nervuras e reforçadores, além de fornecer todas as dimensões iniciais dos elementos estruturais, dentre de uma margem de segurança requerida. Todos os cálculos são efetuados usando expressões analíticas e gráficas disponíveis na literatura. O método numérico obtém uma estimativa otimizada de peso do caixão central da asa, assim como o número ótimo de nervuras por caixão central, número ótimo de reforçadores por baias (região formada entre duas nervuras) e o dimensionamento dos componentes estruturais (revestimento, longarina, nervuras e reforçadores), para os quais servem de entrada no WSDS com um erro de aproximadamente 5%. Essa metodologia ée aplicada apenas para aviões do tipo EMB 170/190.

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.

Os requisitos de certificação aeronáutica estão cada vez exigentes, fazendo com que os fabricantes aeronáuticos realizem análises mais complexas e de maior abrangência de seus produtos. Em linhas gerais, as companhias aéreas escolhem aeronaves mais confortáveis e com menor custo operacional. Dentro deste cenário, os fabricantes de aeronaves têm procurado aperfeiçoar suas ferramentas de anteprojeto, pois é nessa fase onde se definem as principais características da aeronave. Nessa fase melhorias estão cada vez mais ligada à utilização de ferramentas computacionais que se mostram mais atraentes em termos de custo/benefício, quando comparadas com ensaios em túneis de vento e em vôo, por exemplo. As análises computacionais são feitas objetivando-se obter a melhor configuração, reduzindo os custos de desenvolvimento, possibilitando direcionar os ensaios práticos para a comprovação dos resultados computacionais e obtenção dos primeiros bancos de dados aerodinâmicos. O presente trabalho tem por objetivo apresentar uma metodologia de projeto e otimização multidisciplinar (MDO) para projeto de fuselagem dianteira de aeronaves de transporte, buscando a minimização do seu arrasto (calculado através dos atuais modelos de cálculo numérico) e minimização do peso estrutural. Para isso, inicialmente, resultados de simulações realizadas em diversas formas de fuselagens onde são calculados valores de peso e coeficientes de arrasto são utilizados na construção de um banco de dados. Em seguida, um tratamento estatístico validou um metamodelo que levará a configuração ótima. A metodologia proposta se mostrou satisfatória apresentando redução tanto do arrasto quanto do peso para o modelo ótimo.

Uma das preocupações entre os fabricantes de aeronaves e motores refere-se falhas não contidas de rotor de turbina com liberação de fragmentos. Esses fragmentos são liberados com altos valores de velocidade e energia colocando em risco a segurança da aeronave. Este trabalho tem por objetivo analisar e desenvolver um painel blindado para proteção dos sistemas e ocupantes de uma aeronave contra fragmentos provenientes desse tipo de falha. O modelo de motor considerado é o turbofan, por ser o tipo de motor mais empregado em avião comercial. As características dos fragmentos são definidas conforme o guia FAA AC 20-128A. São analisadas diversas classes de materiais utilizadas em blindagem balística. O material escolhido deveria permitir obter um painel de proteção de baixo custo e peso e bom desempenho balístico. Com base nesses requisitos o material escolhido é a vitro-cerâmica, onde constituída por uma composição de painel blindado para o sistema vidro lítio e outra composição para o sistema vidro cálcio. Para que fosse definido que tipo de fragmento este painel blindado deveria suportar foram calculadas a massa, velocidade e energia dos fragmentos, onde foi definido que o fragmento a ser considerado seria o do tipo pequeno. Para testar a eficiência do painel blindado construído em vitro-cerâmica, foram realizados ensaios de impacto balístico conforme a norma MIL-STD-662F. Para simular o pequeno fragmento foi utilizado um projétil balístico de calibre 7,62 x 51 mm FMJ. O ensaio de impacto permitiu calcular a velociade V50 do projétil usado com modelo de fragmento. Com a velocidade V50 calculou-se a energia de impacto do simulador de fragmento contra o painel de proteção desenvolvido. A energia de impacto calculada para o projétil foi então comparada com a energia de impacto calculada para o pequeno fragmento. Conclui-se que o painel de proteção fabricado em vitro-cerâmica seria capaz de suportar o impacto da grande maioria dos pequenos fragmentos possível de serem liberado em caso de falha do motor.

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.

Uma formulação da dinâmica da aeronave flexível é apresentada e usada na investigação das contribuições da flexibilidade e efeitos de aerodinâmica não-estacionária sobre as características da mecânica de voo. A metodologia é aplicada a um planador construído em material composto com asas enflechadas de alto alongamento. Para a representação dos fenômenos aerodinâmicos não-estacionários, uma teoria das faixas modificada aplicável a asas enflechadas é empregada. A formulação permite que a matriz de coeficientes de influência seja calculada no domínio da frequência. São consideradas, na obtenção das forças aerodinâmicas, tanto as contribuições dos graus de liberdade flexíveis quanto de corpo rígido, no regime linear e de pequenas perturbações. O modelo aerodinâmico, no domínio do tempo, é obtido após a aplicação da aproximação por funções racionais segundo o modelo de Roger. As informações relacionadas ao comportamento estrutural decorrem, inicialmente, de um modelo de elementos finitos de casca, empregado em uma análise modal para obtenção dos modos naturais de vibração. As formas deformada e indeformada das superfícies sustentadoras são aproximadas através de um procedimento de interpolação empregando splines de superfície. O eixo elástico é obtido, para diversas seções ao longo da envergadura, segundo uma metodologia baseada no método de mínimos quadrados. Processo semelhante é empregado para a caracterização das formas modais. O resultado é uma viga equivalente para a qual são dados um deslocamento vertical e um ângulo de torção ao longo da envergadura. Fica, assim, assegurada a correlação entre pontos de controle aerodinâmicos e estruturais. Através de formulação Lagrangeana, são obtidas as equações diferenciais do movimento, apoiadas sob as hipóteses de desacoplamento inercial e pequenas perturbações. Tais equações podem ser utilizadas para obtenção de condições de voo de equilíbrio, estudo da estabilidade e resposta em frequência ou mesmo integradas ao longo do tempo, como ilustrado através de uma série de exemplos aplicados à aeronave estudada. Especial atenção é dada à identificação de contribuições dos efeitos de flexibilidade e de aerodinâmica não-estacionária. Destacam-se as simulações de resposta a perturbações do tipo doublet aplicadas às superfícies de comando. O impacto da variação na quantidade de modos elásticos e termos de atraso aerodinâmico utilizados é também abordado.