O objetivo do presente trabalho ée o de analisar os efeitos do campo de tração diagonal no dimensionamento de um revestimento integral de uma asa. Para isso foi desenvolvida uma ferramenta de análise preliminar do caixão central. Os cálculos foram realizados através de uma planilha eletrônica, com o auxílio de uma linguagem de programação, para a automatização dos mesmos. Basicamente essa ferramenta fornece as tensões atuantes, os parâmetros para a análise de flambagem dos painéis, análise de tração diagonal e de falha dos componentes estruturais. Foram analisados dois casos, o primeiro sem a ocorrência de flambagem e o segundo com a flambagem do revestimento superior na condição última de carregamento, que forneceram os parâmetros necessários para a comparação.

A caracterização da anisotropia na permissividade relativa complexa do Compósito de Fibra de Carbono (CFC) tornou-se importante para avaliar os efeitos diretos e indiretos causados por impacto de raio em aeronaves construídas com esse material. Esta importância está associada à relação que existe entre a blindagem eletromagnética utilizada para proteger os equipamentos de bordo e a permissividade do CFC. Devido a estas relações e sua relevância para a indústria aeronáutica, foi realizada uma extensa investigação da permissividade do CFC. Foram medidas as partes real e imaginária (e' e e") da permissividade na faixa de freqüência de 1 kHz a 10 MHz, a 25C, a partir de amostras cilíndricas extraídas de uma mesma placa multicamadas de CFC, com seus eixos ortogonais entre si e paralelos aos eixos cartesianos. Os resultados destas medidas foram compilados em uma base de dados para serem utilizados em um software de simulação baseado no Método das Diferenças Finitas no Domínio do Tempo (FDTD). Como resultado, foi possível representar em três eixos o campo próximo e a intensidade da energia eletromagnética a que pode ser submetida uma estrutura de CFC com geometria arbitrária no espaço tridimensional de uma placa de CFC do material iluminada pela componente elétrica. Além disso, foi observada a anisotropia entre os planos YZ e YX, apontando que a maior anisotropia ocorre na direção do eixo Y. O material analisado apresentou baixas perdas, com e" tendendo assintoticamente a zero.

The objective of this work is to investigate the flutter phenomena experimentally, which will unify high aspect ratio wings design for wind tunnel flutter tests (Dowell and Tang, 2002), cheaper aeroelastic models construction and a procedure used by Sheta, Harrand, Thompson and Strganac (2002) to identify the flutter onset power spectral density versus the frequency. Initially, an experimental model developed by Dowell and Tang (2002) has been considered as a baseline model and, from this point, two new models with different wing configurations were determined, including the slender body at wing's tip, which is the idea extracted from Dowell's work, so that the torsion and bending modes are coupled (torsional moment of inertia reduction). The aeroelastic model can be divided into two parts: First, the wings structural dynamic models are computed using the finite element method implements in NASTRAN solver. sequently, ZAERO software is employed to compute the aeroelastic model. Unsteady aerodynamic loading is computed through a lifting surface interference method known as ZONA 6. The wing models defined as test beds will be constructed and tested in different wind tunnels, including open and closed tests section types. The power spectral density approach might be employed as a way to identify flutter. The output signal from an accelerometer placed in the wing structure allows, through its power spectral density computation, the identification of flutter onset condition and the corresponding undisturbed flow speed. The PSD function increase means flow energy extraction, a condition to have flutter. Experimental flutter speeds are close to the theoretically computed ones by ZAERO. From these observations, it is possible to validate the aeroelastic theoretical model in a small disturbance context. After flutter onset , the limit cycle oscillations are observed, fed by freestream energy extraction. The aeroelastic models under investigation in this research are excellent models for nonlinear aeroelastic phenomena behavior study.

The present work is aimed at studying the influence of viscous effects in transonic aeroelastic analyses. To achieve this goal, a two-dimensional and viscous aeroelastic computational solver, for CAE analysis, is developed, which uses unstructured computational meshes and which is able to capture the main aeroelastic phenomena relevant in the transonic regime of flight. The aeroelastic system considered to test the present methodology is the classical typical section model. The system has two structural degrees of freedom. These are pitching and plunging, or heaving. The structural degrees of freedom can be treated within solver in a coupled manner or separately, in a loosely coupled fashion. The typical section model is an approximation to the treatment of a full wing, in which the airfoil at 75% of the semi-span is analyzed. The structural response is obtained by solving a set of a second order ordinary differential equations in time, with aerodynamic forcing. The coupling of the structural degrees of freedom occurs primarily through the aerodynamic forcing terms. The unsteady aerodynamic problem is treated through the numerical solution of the Reynolds-averaged Navier-Stokes equations. These equations are solved using a finite volume method for unstructured computational grids, which uses a second-order centered spatial discretization and a second order time marching scheme. Turbulence closure is achieved through the Spalart-Allmaras one-equation eddy viscosity turbulence model. A reduction of the computational time for the unsteady aerodynamic simulations is obtained through the implmentation of a few convergence acceleration methods, which include the use of a constant CFL number, implicit residual smoothing and unsteady multigrid methods. The aeroelastic problem is solved through the coupling of the aerodynamic and structural formulations. In the present case, the structural equations are cast in a modal formulation and the unsteady aerodynamic responses are represented by aerodynamic states obtained by rational interpolating polynomials. The complete system of equations is written in state space format in the Laplace domain. The aeroelastic stability condition can, then, be determined by standard eigenvalue analyses of the system dynamic matrix.

O objetivo deste trabalho é propor um método de otimização estrutural de asas aeronáuticas em material compósito pelo método natural do Recozimento Simulado (Simulated Annealing), visando a minimização do peso da aeronave. Para atingir tal objetivo, uma planilha Excel foi desenvolvida com o auxílio de programação em Visual Basic de maneira a deixar o processo de otimização automatizado. Este processo utiliza o MSC-Nastran para obter as soluções linear estática e de fator de carga crítica de flambagem do modelo previamente gerado pela planilha. São variáveis de projeto o número de camadas dos laminados, em orientações a 0, -45, 45 e 90 graus, assim como também o número de nervuras e de reforçadores. Previamente à otimização da asa em material compósito uma asa aeronáutica fabricada em material metálico também foi otimizada, visando avaliar o método em uma estrutura mais simples e com um número menor de variáveis envolvidas.

A tendência atual aponta para a substituição gradativa do alumínio pelos materiais compostos. No entanto, apesar das vantagens de peso e rigidez, os materiais compostos apresentam algumas desvantagens em relação ao alumínio, principalmente no quesito características elétricas. Nesse contexto, este trabalho tem o intuito de avaliar soluções para o retorno da corrente de alimentação de equipamentos elétricos, para aeronaves construídas com fuselagem de material composto. Desta forma, os requisitos de redução de peso e rigidez seriam cumpridos, assim como aqueles requisitos referentes à alimentação e operação de equipamentos eletrônicos. Há também a preocupação em relação à proteção da aeronave com fuselagem de material composto contra raios, pois este material é mais susceptível a danos devido a impacto direto da corrente característica de raios que o metal. Foi considerada neste trabalho a potencialidade de uma estrutura metálica interna à fuselagem de composto ser atingida por um raio, após dano na estrutura, por ser muito mais condutiva. Assim, planos de retorno de corrente metálicos, internos à fuselagem de composto serão apresentados, e a forma de avaliação das estruturas indicadas será a sua resposta em relação à injeção de correntes de descargas atmosféricas, usando um programa de simulação de efeitos eletromagnéticos. A distribuição da corrente de uma descarga atmosférica ao longo da malha é importante para a proteção dos equipamentos internos - tanto em relação ao aumento momentâneo do pontencial do "terra" dos equipamentos aterrados, quanto em relação aos efeitos indiretos causados por esta corrente dentro da aeronave, ambos diretamente relacionados à amplitude e variação no tempo da corrente que passa por um ponto. Cada composição de elementos metálicos apresenta uma forma diferente de distribuir a corrente proveniente de uma descarga, a serem analisadas e comentadas no texto.

A tecnologia dos compósitos vem ganhando uma grande notoriedade nos dias atuais com crescentes estudos sobre o seu comportamento, propriedades e aplicações. Seguindo essa tendência, este trabalho busca realizar dois anteprojetos da estrutura primária de uma asa delta de um protótipo de avião executivo supersônico: um de fibra de carbono e outro de alumínio. Foram criados diversos modelos de elementos finitos para auxiliar as concepções e as análises das estruturas primárias, de modo a obter propostas iniciais com baixos pesos. Critérios de tensão e de estabilidade foram adotados em ambas as soluções. Os anteprojetos resultantes são apresentados, comparados, e suas diferenças são discutidas.

Este trabalho tem como objetivo estudar a viabilidade de se utilizar um novo conceito de soldagem entre perfis reforçadores de liga de alumínio da série 7XXX e chapas de liga de alumínio da série 2XXX pela tecnologia de soldagem FSW (Friction Stir Welding). Com este novo conceito, um perfil reforçador com geometria especial é soldado por FSW a uma chapa com o intuito de se fechar toda a interface entre a flange do reforçador e a chapa, esperando-se que se obtenha um ganho tanto em processo como em peso, já que o processo de fabricação se torna mais enxuto. O processo FSW foi inventado e patenteado pela TWI, um renomado centro especializado em junção de materiais, em 1991, no Reino Unido. Esta técnica de soldagem caracteriza-se por ocorrer no estado sólido, isto é, sem que haja a fusão do material a ser unido. No processo de soldagem FSW, uma ferramenta especial composta por um ombro e um pino é rotacionada de forma a gerar atrito entre as partes a serem soldadas. O atrito gerado pela ferramenta causa o aquecimento do material a ser soldado, que faz com que o mesmo seja plastificado, enquanto uma força axial aplicada pelo ombro da ferramenta consolida a solda. Duas ferramentas similares compostas por um mesmo pino, porém com ombros diferentes foram utilizadas para o desenvolvimento deste trabalho. Baseando-se nos parâmetros de referência da solda FSW sobreposta convencional, foram realizadas várias soldas pela metodologia de tentativa e erro. Em todos os casos, foi realizada análise visual das soldas FSW. As soldas que apresentaram boa qualidade superficial foram submetidas ao ensaio metalográfico, e caso não apresentassem nenhum defeito, seriam submetidos ao ensaio de tração transversal à solda, a fim de comparar as propriedades mecânicas entre a solda FSW sobreposta com este novo conceito e a solda FSW sobreposta convencional.

As técnicas de controle ativo de vibrações (AVC) têm sido bastante desenvolvidas em diversas áreas da indústria, especialmente na aeronáutica. O presente trabalho trata de um sistema de controle ativo de vibrações, com múltiplas entradas e múltiplas saídas que atua em uma banda larga de frequências a fim de reduzir os níveis vibratórios de uma estrutura aeronáutica (seção de fuselagem do ERJ 190) sob excitação de um ruído branco. A planta teve suas FRFs reconstituídas à partir da metodologia de autovalores e autovetores, cujos valores são provenientes de um modelo numérico. O algoritmo de controle é o Fx-LMS implementado com estruturas não-recursivas (filtros FIR), tendo 7 entradas e 6 saídas, o qual apresentou reduções na banda de frequência considerada de, aproximadamente, 15dB para todos os pontos controlados. Tais resultados, se inseridos em um contexto de controle de ruído, podem reforçar a vertente do contole de ruído através do controle ativo das vibrações estruturais, técnica atualmente referenciada por ASAC - Acoustic Structural Active Control.

Placas retangulares reforçadas em uma direção e sujeitas à flambagem por compressão, na mesma direção dos reforçadores, são estruturas de aplicação usual principalmente no extradorso ou intradorso de asas de aeronaves. Devido à excentricidade dos reforçadores, alguns cuidados devem ser tomados na aplicação da carga na análise linear de flambagem. Se uma placa carregada não permanece plana antes de flambar, a flambagem pode fisicamente não ocorrer e, consequentemente, a carga de flambagem determinada numa análise linear será ilusória. Este trabalho apresenta uma expressão analítica, com base na linearização do problema em relação ao campo de deslocamentos, para a carga na qual placas reforçadas flambam globalmente, comparando-a a resultados rigorosos.