A instabilidade de placas laminadas se tornou um problema de grande importância no projeto de estruturas leves e seguras. Desta forma, o estudo de métodos e o desenvolvimento de programas computacionais para a obtenção de cargas críticas de flambagem neste tipo de estrutura são muito úteis. Este trabalho apresenta o estudo da aplicação da série trigonométrica de duplo seno na obtenção de cargas críticas de laminados retangulares simétricos, com os bordos simplesmente apoiados, baseado nas hipóteses de Kirchhoff, utilizando o método de Rayleigh-Ritz. Um programa computacional no Matlab 6.5 foi desenvolvido e validado por comparação com resultados encontrados na literatura. Em seguida, comparou-se os resultados do programa com os resultados obtidos pelo método dos elementos finitos utilizando-se o Nastran. Verificou-se que a série de duplo seno não ée adequada para a solução de laminados altamente anisotrópicos.

Materiais compósitos avançados, que consistem basicamente de fibras de alta resistência e rigidez embebidas em um material matriz, têm revolucionado projetos de aeronaves, pois permitem significante economia de peso e conseqüente ganho de performance. Esses materiais são geralmente empregados na forma de placas laminadas, produzidas pela junção de várias camadas de material compósito, variando-se a orientação das fibras. Desta forma ée possível obter-se um componente estrutural com resistência e rigidez adequadas em cada direção, atendendo mais eficientemente às solicitações de serviço. Neste trabalho são estudadas soluções analíticas para flambagem de placas laminadas retangulares simplesmente apoiadas, submetidas a carregamento biaxial. São apresentados estudos paramétricos e comparações entre cargas de flambagem obtidas com a teoria clássica e a teoria de primeira ordem. A teoria clássica superestima cargas de flambagem e os erros resultantes são significativos em placas espessas. Os maiores erros encontrados aproximam-se de 100% para placas com a razão largura / espessura igual a 10 e baixos módulos de cisalhamento transversal, considerados infinitos pela teoria clássica.

Dispositivos para ensaio de painéis reforçados construídos em materiais compósitos de carbono-epóxi representativos de fuselagens de aviões comerciais são discutidos e analisados. Por meio de simulação numérica no software de elementos finitos ABAQUS versão 6.5-1, é investigado o comportamento dessa configuração estrutural carregada em cisalhamento e flexão no plano a cargas acima da crítica de flambagem e até o colapso estrutural. As simulações oferecem então subsídio para a definição e o dimensionamento de um dispositivo de ensaio.

Esse trabalho apresenta um procedimento de projeto para obtenção de estruturas típicas em aplicações aeronáuticas otimizadas satisfazendo simultaneamente dois critérios: carga de flambagem máxima e freqüência fundamental máxima. As estruturas projetadas estão sujeitas a carregamentos incertos ou não uniformes. Para a representação do carregamento não uniforme utiliza-se uma metodologia de extração de carregamentos auto-equilibrados a partir dos carregamentos físicos que atuam na estrutura. O carregamento auto-equilibrado é definido usando alguns pontos de controle de carga localizados nos contornos da estrutura. O carregamento auto-equilibrado é descrito usando funções lineares por parte. A abordagem matemática do projeto envolve a solução de problemas de otimização "minimax" em dois níveis e simultâneos. Utiliza-se a estratégia minimax com o intuito de se obter o melhor projeto para a pior condição de carregamento. O processo de otimização envolve também o método de Powell e um loop externo de otimização de massa. O loop externo de otimização de massa torna possível ajustar a massa da estrutura de acordo com especificações de projeto e margens de segurança adotadas. As variáveis de projeto da otimização são propriedades geométricas de estruturas e/ou ângulos de orientação das camadas (em estruturas de material compósito). No entanto, em otimizações que utilizam ângulos de orientação das camadas, é necessário utilizar parâmetros de laminação com o intuito de manter a convexidade do problema. Uma nova definição dos parâmetros de laminação foi adotada para aumentar a aplicabilidade do procedimento.

O objetivo desse trabalho é desenvolver uma sistemática de otimização utilizando-se como base o software MSC.Nastran de forma a otimizar estruturas em material compósito tirando vantagem das tensões residuais térmicas em problemas de estabilidade elástica. As tensões residuais térmicas (TRT) introduzidas durante o processo de manufatura podem ser utilizadas para aumentar significantemente as cargas de flambagem de estruturas em material compósito, portanto, o procedimento de otimização, aqui proposto, melhora o projeto levando-se em consideração o estado térmico do componente. É necessária a análise de elementos finitos devido a complexidade da estrutura e também ao uso de métodos numéricos para análise térmica e de flambagem linear. O estudo de caso aqui aplicado consiste em otimizar o revestimento de um leme aeronáutico de fabricação tipo one-shot. O leme é modelado por elementos finitos de placa isoparamétricos, quadrilaterais e triangulares, baseados na formulação de Reissner-Mindlin. Um layout para o revestimento do leme é proposto. Problemas de minimização de massa e restrição de autovalores são utilizados sucessivamente de forma a proporcionar ganho significativo de desempenho, sendo que as variáveis de projeto são as espessuras dos laminados que variam de forma contínua. O procedimento é validado para diferentes temperaturas as quais o leme estará sujeito durante sua operação. Os resultados indicam que utilizando as TRTs através do método proposto influenciamos significantemente a otimização estrutural de uma estrutura em laminado composto. Portanto conclui-se que a avaliação e efeitos das tensões térmicas devem ser levados em consideração quando projetamos essa classe de estruturas em material compósito.

Um método de pré-dimensionamento da estrutura da fuselagem de uma aeronave foi desenvolvido nesse trabalho com o objetivo de possibilitar ao engenheiro de estruturas o cálculo rápido dos esforços primários e secundários, bem como das margens de segurança dessa estrutura. Para tanto, as teorias de cálculo desse tipo de estrutura foram implementadas em uma planilha de forma a permitir que o engenheiro mude com facilidade os parâmetros de projeto, podendo assim buscar uma solução mais eficiente. Neste trabalho são discutidas também as conseqüências de não se considerar as reduções das áreas efetivas do revestimento, devido à flambagem dos mesmos, no cálculo da área total resistente à compressão axial.

O grande crescimento do uso de software em sistemas aeronáuticos fez surgir uma série de critérios a respeito da manutenção da segurança em aplicações aeronáuticas. O padrão RTCA/DO-178B é um dos mais aceitos no meio aeronáutico, justamente por consolidar vários critérios para certificar que um software aeronáutico é seguro. O objetivo desse trabalho é analisar um desses critérios, que exige o tratamento de Dead Codes em software aeronáutico. Além disso, para que essa análise reflita o ambiente de desenvolvimento de software contemporâneo, também será abordada a ocorrência de Dead Codes em software aeronáutico desenvolvido com o uso da metodologia Model Based Design, que tem sido cada vez mais utilizada.

A conventional approach to the computation of critical loads of structures is to linearize the prebuckling state and to solve the resulting eigenproblem in order to obtain buckling loads as well as buckling modes. However, this approach is flawed, or extremely misleading, if in reality the prebuckling state is far from linear. Simple and useful structures, such as composite flat and cylindrical panels, have their buckling loads computed by traditional methods (linearized buckling). Nonlinear approaches are subsequently used to evaluate how realistic those linearized buckling loads are. Different stacking sequences are assessed in order to try to obtain information regarding the quality or realism of the linearized buckling loads. It is observed that for some laminates linearizing the prebuckling state leads to reasonable results. However, for other stacking sequences the results can be substantially inaccurate.

O objetivo deste trabalho é analisar o comportamento de flambagem e pós-flambagem de uma placa e um painel reforçado de alumínio sob cargas de cisalhamento. Nesta análise será utilizado o software comercial ABAQUS 6.5-1 e os resultados obtidos serão comparados com os da literatura. Neste trabalho serão mostrados os resultados do cálculo de carga crítica para uma placa de diferentes comprimentos e rigidez rotacional, bem como o comportamento de pós-flambagem para uma placas quadradas simplesmente apoiada e engastadas sob tensão de cisalhamento com diferentes percentuais de imperfeição. Já para um painel reforçado, será calculada a carga crítica de flambagem. Por fim, a não-linearidade do material será incorporada em um painel reforçado e será feita a análise de pós-flambagem deste painel.

Neste trabalho, o comportamento em pós flambagem de placas laminadas anisotrópicas de grafita/epóxi é estudado experimental e numericamente. Os corpos de prova ensaiados são de dois tipos: 1) placas laminadas simetricamente com vários alongamentos (razão entre o comprimento e a largura da placa); 2) placas laminadas simetricamente com vários alongamentos e reforçadas lateralmente com laminados assimétricos. Os ensaios foram realizados em um dispositivo que simula uma condição de contorno do tipo simplesmente apoiado. Foi elaborado um modelo para a análise de placas laminadas e a solução obtida pelo método dos elementos finitos. O modelo foi validado comparando-se os seus resultados numéricos com resultados experimentais e numéricos disponíveis na literatura. Essa comparação mostra uma razoável concordância entre os resultados experimentais e numéricos. O modelo numérico foi então utilizado para auxiliar a interpretação dos ensaios realizados. A análise demonstra concordância na região linear, mas diverge na região não linear. Essa divergência evidencia a dificuldade de se modelar placas planas em pós flambagem, em conseqüência dos efeitos de imperfeições na geometria, folgas na montagem do dispositivo de ensaio e outros aspectos práticos. Concluímos que a condição de contorno experimental encontrada é uma condição intermediária entre bordas engastadas e bordas simplesmente apoiadas. Placas com alongamento pequeno e/ou com reforço lateral tendem a comportar-se como placas engastadas.