Este estudo refere-se à análise de diferentes tipos de união, focando na comparação entre a utilização do processo de soldagem por fricção-mistura (Friction Stir Welding), em relação ao processo de rebitagem convencional, para união de peças em projetos aeronáuticos. Ambos os métodos de união são comparados por meio de análises de engenharia, englobando custos para os diferentes processos, análise de resistência mecânica e fadiga e aspectos referentes à produção, operação e manutenção de aeronaves. A solda por fricção-mistura apresenta inúmeras vantagens e ganhos produtivos em relação a outros tipos de solda ou à rebitagem. Ocorrendo em estado sólido, a solda por fricção-mistura não necessita de nenhum material de adição, como nos casos de soldagem por arco elétrico ou gás inerte, resultando em otimização de peso da aeronave e sendo mais "ecológica", além de não incorrer em problemas ocasionados pela fusão dos materiais base. As características mecânicas dos componentes soldados são iguais ou superiores às dos componentes rebitados.

Os satélites e veículos espaciais são expostos a cargas dinâmicas de diferentes naturezas, como harmônica, aleatória, acústica e choques mecânicos. Essas condições severas são transmitidas da estrutura primária do satélite até os equipamentos embarcados, podendo causar a falha da missão devido à fadiga dos componentes eletrônicos. O autor apresenta um modelo analítico novo para avaliar a vida útil de componentes eletrônicos (capacitores, chips, osciladores etc) montados em placas de circuito impresso (PCI). O dano em fadiga é calculado pelo deslocamento relativo entre PCI e componente, rigidez dos terminais, assim como pelos modos naturais de vibrar da PCI e do próprio componente. Métodos estatísticos são utilizados para contagem de ciclos de fadiga. O modelo é aplicado a testes de fadiga experimentais disponíveis na literatura. Os resultados analíticos apresentam a mesma ordem de grandeza dos experimentais.

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.

Como conseqüência à necessidade de desenvolver-se projetos cada vez mais otimizados em termos de custos e desempenho, existe uma crescente utilização de aços com melhores características, adequadas a uma ampla variedade de aplicações. Embora em relação ao grande número de projetos de elementos mecânicos realizados com sucesso as falhas mecânicas sejam mínimas, o custo envolvido com a ocorrência das mesmas é enorme. Dentre os diversos modos de falha em metais, a falha por fadiga tem uma especial importância por ser responsável por 50 a 90% das ocorrências sendo que a maioria destas falhas ocorre de forma inesperada. O principal objetivo deste trabalho é explorar a utilização do aço SAE 4340, em uma aplicação anteriormente restrita aos aços ferramenta, e estudar a efetividade da deposição de nitreto de titânio quanto ao aumento da vida em fadiga deste aço. O projeto de experimento desenvolvido para o presente trabalho considera o teste de corpos-de-prova nos estados recozido, temperado / revenido e temperado / revenido e revestido por TiN. Como resultado, são obtidas as curvas S - N para cada condição, sendo possível estudar a aplicabilidade do aço SAE 4340 e a tendência de aumento da vida em fadiga para os corpos-de-prova revestidos.

Os materiais compósitos de matriz termoplástica vem sendo cada vez mais utilizados na indústria aeronáutica. A praticidade na moldagem e o fato de serem recicláveis e assim ambientalmente amigáveis são duas das vantagens que este tipo de material apresenta sobre os compósitos de matriz termorrígida. Para serem utilizados, dois aspectos importantes de suas propriedades devem ser caracterizados, a vida em fadiga e o efeito ambiental em suas propriedades mecânicas. Sabe-se que os esforços em vôo são muito repetitivos e as diferentes condições ambientais que as aeronaves estão submetidas variam muito, desde -55 C até 80 C, com umidade muito alta ou quase seca. Atuando nesta faixa de temperatura e umidade, foi feita a determinação da resistência ao cisalhamento interlaminar, tração estática e fadiga em condições que variavam entre -55 e 80 C e com umidade absorvida de zero a 75% da umidade no ponto de saturação de absorção de água do material. Foi feita a análise fractográfica das superfícies de fratura após os ensaios mecânicos, determinando-se os modos de falha e identificando-se os aspectos fractográficos nos componentes do material, definindo-se onde o dano foi maior. De modo geral, constatou-se que o modo de falha para os ensaios em fadiga foi frágil com dano predominante na matriz, tanto na condição seca quanto úmida, para amostras à -55 C, frágil tendendo a dúctil nas amostras à 20 C, predominante na matriz e dúctil nas amostras à 80 C, predominante na interface e com dano por abrasão na matriz.

Reparos rebitados servem para restabelecer a integridade estrutural quanto à resistência mecânica de um componente estrutural danificado. A literatura nos mostra, porém, que estes reparos geram concentrações de tensões significativas que degradam a vida em fadiga do componente reparado. Neste contexto, alguns autores analisam a degradação da vida em fadiga sob o enfoque determinístico. Este trabalho pretende, por meio de ensaios de fadiga, e da simulação de Monte Carlo, elaborar estudos paramétricos de iniciação probabilística de trincas por fadiga em reparos rebitados de fuselagem, identificando a influência do número de furos, da vida média e do desvio-padrão dos respectivos reparos, na determinação da vida em fadiga. Para tanto, foram ensaiados 3 (três) configurações de reparos estruturais a fim de se obter valores de vida média e, respectivos, desvios-padrão. Com base nestas informações experimentais, foram efetuadas análises de iniciação probabilísticas de trincas com o propósito de se determinar uma distribuição para a iniciação de trincas ao longo do tempo.

Faz-se no presente trabalho um estudo de Integridade Estrutural em junções de liga de Alumínio aeronáutico soldadas por FSW. O material estudado foi a liga de alumínio AA2024-T3 em chapas finas com e sem a camada protetora de clad. As chapas AlClad foram submetidas a um processo de remoção do clad previamente ao processo de soldagem. Trabalhou-se com ligas nas espessuras de 0,65mm , 0,80mm , 1,15mm , 1,30mm , 1,45mm e 1,60mm . Para efeitos de comparação também se operou com chapa de liga de alumínio AA7475-T7 na espessura 1,3mm. Um extenso programa de ensaios foi levado a cabo, contando com testes metalográficos, perfis de dureza (microindentação), ensaios de tração, ensaios de fadiga, testes de tenacidade à fratura, e ensaios de propagação de trinca. Os resultados foram compilados, avaliados e comparados com resultados de outros autores. Propõe-se neste trabalho uma abordagem qualitativa para melhor compreensão dos efeitos da tensão residual, e também se propõe uma abordagem matemática para entendimento do comportamento estático da junta, varrendo os campos elástico e plástico, sempre com abordagem linear. Faz-se também uma análise crítica de integridade estrutural da junta FSW, sempre voltada à aplicação aeronáutica.

O interesse na utilização de compósitos de matriz termoplástica tem crescido continuamente na indústria aeroespacial, demandando a necessidade de ampla investigação do comportamento mecânico desses materiais para verificação da viabilidade de sua aplicação no produto. A proposta deste trabalho é avaliar as influências da fadiga (4,0 × 104 e 8,0 × 104 ciclos) e das condições ambientais (-55C, 23C, e 82C/Umid) na resistência final à compressão do compósito termoplástico poli(sulfeto de fenileno) reforçado com fibra de carbono, por meio de ensaios de compressão com furo induzido (Open-Hole Compression - OHC). Análises do efeito da fadiga evidenciam que às temperaturas de -55 e 23C, as resistências OHC finais foram 6-13% e 5-10% maiores para os corpos-de-prova fadigados que para os não-fadigados; na análise pós-falha, observa-se uma maior quantidade de delaminações ao redor do furo para os corpos-de-prova que sofreram fadiga em comparação aos que não sofreram fadiga, possivelmente devido a separações das fibras e delaminações durante o ensaio de fadiga, causando a redução da concentração de tensão no furo e assim o aumento de sua resistência final. Na condição 82C/Umid, não há alteração na resistência OHC com a ciclagem: a temperatura próxima à temperatura de transição vítrea (Tg) associada à umidade pode ter resultado em amolecimento da matriz, sugerindo uma redução na separação das fibras durante a ciclagem, observando-se características de falha similares, apresentando mínima delaminação na região do furo. Análises do efeito da temperatura mostram que resistências OHC finais diminuem com o aumento da temperatura e nota-se uma maior quantidade de danos com a diminuição da temperatura de ensaio. Da condição 23C para 82C/Umid, a resistência à compressão do compósito diminui em 6-7%, 13-20% e 18-20% após 0 ciclos (estático), 4,0 × 104 e 8,0 × 104 ciclos, respectivamente, uma vez que a temperatura próxima à Tg da matriz, associada com umidade, resulta no seu amolecimento, reduzindo o suporte lateral às fibras 0, direcionando para uma falha devido à instabilidade da fibra. Por outro lado, uma baixa temperatura (-55C) melhora a resistência à compressão em 8-10%, 13-14% e 4-7% após 0 ciclos (estático), 4,0 × 104 e 8,0 × 104 ciclos, respectivamente, quando comparado com a condição 23C, podendo ser atribuído a interfaces fibra-matriz mais compactas aumentando a contribuição da fibra para resistência à compressão. Observam-se características de falhas por compressão, como bandas de torção e microflambagem das fibras fora-do-plano, nos corpo-de-prova pós-falha para todas as condições ambientais.

A indústria aeronáutica utiliza dezenas de ligas metálicas na fabricação de aeronaves e seus equipamentos, que necessitam estreitos e restritos padrões de segurança e confiabilidade, onde se incluem os da fragilização pelo hidrogênio. O presente trabalho avalia a resistência mecânica do aço AMS 6414 (ABNT - 4340), largamente utilizado na fabricação de trens de aterrissagem. Os corpos-de-prova são confeccionados segundo as normas ASTM-E-8 e ASTM F-519, sendo 50% com entalhe e 50% seu entalhe.O material é tratado para uma dureza de 50,5 a 53,0 HRC (alta resistência). Após tratamento térmico, é submetido à aplicação de cromo duro convencional e cádmio LHE ("Low Hydrogen Embrittlement"), desidrogenação em forno convencional.São levantadas as curvas de resistência à ruptura do aço, utilizando-se tempos de desidrogenação de 8, 12, 16, 19 e 23 horas, à temperatura de 190 5C (devido ao fato de ser a temperatura mais utilizada para este processo na indústria aeronáutica). Os resultados obtidos apontam para perda de resistência mecânica pela possível fragilização pelo hidrogênio, mas também por fadiga térmica do material em determinados intervalos de tempo e temperatura, para o processo de cromo duro.O processo de cádmio LHE apresenta perda de resistência mecânica somente por fragilização provocada pelo hidrogênio. Analisando-se os resultados deste trabalho com os obtidos da literatura (com dureza mais baixa e em ensaio de fadiga por flexão rotativa), conclui-se que os ciclos de produção podem ser reduzidos, mantendo-se o mesmo grau de confiabilidade praticado atualmente.

Durante sua vida em serviço, uma aeronave está sujeita a inúmeros fatores que podem levar a danos estruturais. Quando isso acontece, uma solução possível é a instalação de reparos estruturais rebitados. A instalação de tais reparos com objetivo de restaurar a resistência estática da estrutura cria um novo problema de fadiga na estrutura, ao introduzir concentradores de tensão (furos rebitados), que anteriormente não existia. Tradicionalmente, para se levar em conta o espalhamento estatístico inerente ao comportamento da iniciação de trincas por fadiga em estruturas metálicas, faz-se uso de coeficientes de segurança conhecidos como scatter factors (em inglês, fatores de dispersão estatística), com valor variando entre três e quatro, para dividir a vida obtida através de uma curva S-N e estabelecer a vida em fadiga do reparo. Este trabalho pretende, utilizando a simulação de Monte Carlo, mostrar que probabilidades inaceitáveis de iniciação de trincas por fadiga podem ser obtidas quando são utilizados fatores de segurança pré-estabelecidos para determinar a vida de um reparo. Um estudo de caso é apresentado para demonstrar este fato. Além disso, são realizados estudos paramétricos, utilizando a simulação de Monte Carlo, para investigar a influência dos parâmetros de entrada na simulação - quantidade de furos na fileira mais externa do reparo, variação da vida média (obtida através de curva S-N) e variação dos desvios padrões - nas vidas em fadiga obtidas através do modelo de iniciação probabilística de trincas. Os resultados obtidos através destes estudos indicam que a variação da vida média apenas desloca o resultado no eixo x de uma distribuição normal, enquanto o aumento do número de furos na fileira mais externa e o aumento dos desvios padrões aumentam as probabilidades de iniciação de trincas por fadiga de forma prematura. Em outro estudo paramétrico, alterou-se a seqüência de números randômicos e pode-se mostrar que a distribuição de probabilidades de iniciação da primeira trinca sofre modificações que são tão maiores quanto menores se tornam as probabilidades de iniciação. Recomendou-se, portanto, o uso da distribuição mais conservativa. São apresentados, também, dois gráficos das probabilidades de iniciação de trincas por fadiga em reparos rebitados, com vidas calculadas utilizando-se fatores de segurança com valores três e quatro, respectivamente, variando o número de furos na fileira crítica e os desvios padrões. Estes gráficos apresentam probabilidades inaceitáveis de iniciação de trincas para um conjunto específico de número de furos e desvios padrões para ambos os fatores de segurança. Os resultados deste trabalho indicam que a vida em fadiga de um reparo estrutural não deve ser estabelecida da maneira tradicional, fazendo-se uso dos fatores de dispersão estatística pré-estabelecidos, mas sim através de estudo probabilístico, utilizando-se curvas de probabilidade acumulada de iniciação da primeira trinca de fadiga, de modo a garantir a segurança e a confiabilidade da estrutura.