O presente trabalho tem a finalidade de discutir o comportamento do geotêxtil impregnado com asfalto utilizado na restauração de pavimentos flexíveis. O trincamento do pavimento acelera a queda do nível de serventia, prejudicando a qualidade funcional do pavimento para o usuário. Para se fazer uma boa restauração, que tenha uma vida de fadiga igual ou superior ao período de projeto, devemos identificar as causas do surgimento das trincas na superfície do pavimento. O trincamento pode ser controlado ou retardado através do aumento da camada de recapeamento ou com a utilização de camadas anti-reflexão de trincas entre a camada antiga e a nova.Como em qualquer sistema utilizando geossintéticos há uma grande variedade de fatores que influenciam no desempenho do pavimento restaurado. No caso da pavimentação utilizando geotêxtil, esses fatores incluem: o tipo de geotêxtil utilizado, o processo de instalação, o tipo de ligante utilizado, a taxa aplicada e uniformidade, a condição de superfície e preparação, as propriedades do revestimento e as condições climáticas ou geográficas. Foi realizado um conjunto de ensaios com diversos tipos de geotêxteis, analisando o efeito da temperatura, ensaios de tração de faixa larga sem impregnação e com impregnação e ensaios de permeabilidade com diversas taxas de ligante. Estes ensaios objetivaram concluir que cuidados na instalação e na escolha do material podem trazer benefícios futuros no que tange ao desempenho de pavimentos flexíveis restaurados com camadas de geossintéticos. Através dos estudos realizados, chegou-se a conclusão que a maioria dos insucessos foi causada por problemas na instalação, sendo a impregnação insuficiente, em função da quantidade de ligante aplicada, da espessura do geotêxtil e da má impregnação de juntas e de dobras, a principal causa dos defeitos observados.

Esta pesquisa trata da análise numérica pelo método dos elementos finitos de ensaios de fadiga de laboratório realizados em vigas de concreto asfáltico, contando ou não com a presença de camadas intermediárias especiais do tipo geogrelha polimérica, atuando como camadas intermediárias em Sistemas Anti-Reflexão de Trincas. Verificou-se que a presença da geogrelha, não afeta de forma significativa o estado de tensões na extremidade da trinca subjacente à camada asfáltica. O seu efeito se dá à medida que a trinca se propaga, nas condições finais. A condição de carregamento usada na análise foi diferente da realizada no ensaio. Na simulação os valores foram obtidos na condição inicial de carregamento e no ensaio na condição final. A idéia inicial era verificar se já na condição inicial de carregamento ocorreria alguma mudança no estado de tensão. Assim, as comparações realizadas não mostram alterações no estado de tensão na extremidade da trinca subjacente à camada asfáltica.

Esta pesquisa teve por objetivo avaliar a possibilidade de complementar a dosagem Marshall inserindo a determinação da resistência à fadiga das misturas asfálticas no processo de escolha da mistura ótima. Para tanto foi feita análise da resistência à fadiga de misturas asfálticas convencionais e modificadas (por polímeros ou borracha), utilizando um procedimento rápido e operacional o suficiente para ser incorporado de forma rotineira ao Método Marshall. As evidências da pesquisa mostraram haver grandes diferenças de resistência à fadiga entre as misturas analisadas, indicando que mesmo pequenas variações na formulação do material podem ter impacto significativo em sua durabilidade sob a ação das cargas repetidas do tráfego. Ficou evidente que não há um tipo específico de ligante betuminoso, modificado ou não, que seja claramente superior aos demais, visto que foi possível a obtenção de elevadas resistências à fadiga com todos os ligantes considerados. Foi verificado também que a aplicação de leis de fadiga gerais, obtidas por síntese estatística de um grande número de ensaios em diferentes misturas, tem baixa acurácia para a previsão da resistência à fadiga de uma determinada mistura asfáltica, e nenhum valor como indicação do potencial relativo de diferentes misturas em termos de resistência à fadiga. Dentre o universo de misturas asfálticas ensaiadas, os melhores resultados foram obtidos com o uso de granulometria de graduação densa e contínua, com diâmetro máximo de agregados igual a 12,5 mm. A lei de fadiga, como determinada em laboratório pelo processo utilizado nesta pesquisa, revelou ser um indicador bastante sensível das condições de moldagem dos corpos-de-prova, em contraposição aos parâmetros da dosagem Marshall, relativamente insensíveis ao processo de moldagem.

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.

O objetivo deste trabalho é projetar uma caverna de pressão traseira para a fuselagem de um avião de 33 passageiros, com consideração especial em layout estrutural, dimensionamento, análise de tensão e comportamento à fadiga. Com respeito ao layout estrutural, duas configurações são consideradas: semi-esférica e plana. O dimensionamento é baseado em cálculos por elementos finitos, usando um pacote de software comercial. Técnica de extrapolação de Richardson é utilizada para incrementar a precisão dos resultados das análises. Solução para união entre componentes também é abordada. O método S-N é utilizado para estimar o comportamento à fadiga. Ligas de alumínio 7075-T6 e 2024-T3 são especificadas para a manufatura de toda a estrutura.

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.

Desde os mais remotos tempos da aviação, materiais metálicos, principalmente o alumínio, têm sido considerados para a construção de estruturas de aviões graças a propriedades únicas como baixo peso específico, fácil trabalhabilidade e boa resistência à corrosão. Com o advento dos sistemas computadorizados, simulação do processo de solidificação de metais e controle rigoroso de qualidade, processos de fundição classificados como Premium propiciaram propriedades mecânicas superiores e elevada repetibilidade, viabilizando a aplicação de componentes fundidos em estruturas primárias de aeronaves. O presente trabalho avalia a correlação entre a microestrutura, particularmente o espaçamento interdendrítico secundário e defeitos, com as propriedades mecânicas de componentes fundidos da liga de Al-Mg-Si - E357, envelhecida para a condição T6. Foi realizado um total de 30 ensaios de tração e 48 ensaios de fadiga axial, utilizando amostras retiradas de diferentes espessuras de placas fundidas e os resultados correlacionados com suas respectivas microestruturas. O estudo revela que o processo de fundição por cera perdida e solidificação controlada é capaz produzir componentes fundidos com excelente qualidade, microestrutura super refinada e homogênea (espaçamento interdendrítico secundário variando de 15 a 30m), em componentes com variação de espessura de 2 a 15mm. Pôde-se constatar também que, para esse nível de variação do espaçamento interdendrítico secundário não há diferença significativa nas propriedades mecânicas (tensão de escoamento e tensão de ruptura), apenas diferença no alongamento. No que tange a resistência à fadiga, pôde-se constatar que há diferença significativa entre os resultados das amostras de 2 e 15mm de espessura, principalmente quanto à dispersão dos resultados. Por meio das fractografias das amostras fraturadas por fadiga, pôde ser constatado que a nucleação das trincas ocorre preferencialmente em grandes defeitos como, por exemplo, inclusões. Na ausência de inclusões, as iniciações ocorrem devido às porosidades e filmes de óxido. Finalmente, na ausência de defeitos típicos de peças fundidas, a nucleação das trincas de fadiga ocorre preferencialmente devido ao escorregamento de planos, principalmente escorregamento das fases duras em relação à matriz de alumínio.

Este trabalho tem como objetivo apresentar uma visão geral do fenômeno de relaxação de tensões residuais. Inicia-se com uma revisão teórica sobre tensões residuais, seus efeitos na fadiga e métodos existentes para medi-las. Também são apresentados diversos métodos usados para produzir tensões residuais. Métodos de relaxação de tensão residual são apresentados e discutidos, incluindo resultados e mecanismos propostos por diversos autores. Modelos propostos para descrever o fenômeno de relaxação são discutidos na parte final do trabalho.

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.

Este trabalho tem o objetivo de obter os valores das tensões residuais compressivas introduzidas na liga de Ti-6Al-4V no processo de shot peening utilizado em peças estruturais primárias de aeronaves, onde uma falha é considerada como falha catastrófica. As estruturas primárias das aeronaves são calculadas para suportar as cargas cíclicas e têm especificada a aplicação do shot peening como uma segurança a mais que não é considerada no projeto da estrutura. As tensões compressivas devido ao shot peening retardam as propagações de trincas, possibilitando mais tempo para detectar estas trincas nos cheques "C" estruturais dos aviões. Devido à natureza das tensões compressivas do shot peening, por exemplo, de atingirem uma profundidade de apenas 0,2 mm a partir da superfície da peça, a sua detecção é complexa e existem dois métodos mais utilizados para essa medição. Um método utiliza a técnica por difração de raios X, esta requer usinagens químicas sucessivas da superfície da peça, sendo um teste destrutivo com custos elevados. O outro método, chamado de furo cego, mede as tensões através das deformações radiais na superfície da peça ao redor do furo. O trabalho teve o objetivo de obter os níveis das tensões introduzidas pelo process de shot peening, e verificar a vida em fadiga de corpos de prova com um furo. Os corpos de provas foram divididos em três grupos com quantidades e geometrias definidas pelas condições do processo: sem shot peening, nas faixas de 0,005N-0,008N e 0,006A-0,008A. Os corpos de provas tiveram as tensões compressivas devido ao processo do shot peening medidas, e foram feitos os ensaios de fadiga e obtida a curva em fadiga. Os resultados deste trabalho proporcionaram os conhecimentos das tensões compressivas introduzidas na liga Ti-6Al-4V devido ao processo de shot peening e sua influência na vida em fadiga. Concluindo a curva em fadiga mostrou que devido a tensão de tração em reação às tensões compressivas do shot peening causaram a falha primeiro nos corpos de prova que tiveram a aplicação na faixa de 0,006A-0,008A na região do furo.