This work presents an experimental investigation carried out in the Hypersonic Shock Tunnel T3, using the 1:2 scale model of the scramjet technology demonstrator 14-X B, developed at the Laboratory of Aerothermodynamic and Hypersonic Prof. Henry T. Nagamatsu belonging to the Instituto de EstudosAvançados (IEAv). The scramjet demonstrator 14-X B was installed parallel to the free-stream hypersonic flow at angle of attack 0 and Mach numbers 6 to 12 approximately. On the scramjet demonstrator 14-X B lower surface, flush mount piezoelectric pressure transducers are installed to measure the pressure distribution along the model central streamline (longitudinal symmetry line) and off-line. A piezoelectric pressure transducer is installed at the leading edge of the model 14-X B (pitot tube) to measure the freestream total pressure and to infer the airflow speed of the hypersonic flow in the test section of the hypersonic shock tunnel T3. In addition, a theoretical analysis based on the viscous hypersonic flow is applied to airflow over the airframe scramjet engine. The experimental results are collected and analyzed, showing a reasonable agreement with the theoretical ones.

A modelagem adequada da propagação de trincas por fadiga em fuselagens pressurizadas é complexa devido a uma série de fatores, tais como: o efeito geometricamente não-linear conhecido como bulging, o revestimento das fuselagens ser bastante delgado e a presença de reforçadores que alteram a distribuição de tensão na fuselagem. Uma metodologia para simular computacionalmente a propagação de trincas por fadiga em estruturas de casca pressurizadas baseada no método dos elementos finitos e em conceitos da Mecânica do Fraturamento Linear Elástica é apresentada. Como resultado dessa simulação, obtêm-se a trajetória de propagação da trinca e o número de ciclos para ocorrer a propagação. Um estudo paramétrico é realizado para avaliar a influência de diversos parâmetros, tais como: espessura do revestimento, nível de pressurização, comprimento de trinca, área da seção transversal e distância entre reforçadores, entre outros, no fator de bulging em estruturas de cascas pressurizadas com ou sem reforçadores. A metodologia apresentada é validada por meio da simulação de propagação de trinca em uma fuselagem de um Boeing 737, sendo que os resultados obtidos nessa simulação são comparados com resultados experimentais e com os obtidos por POTYONDY (1993). A influência do tamanho do incremento de trinca e do número de nós por elemento (4 ou 9 nós) nos resultados obtidos é investigada. / The modeling of fatigue crack growth in pressurized fuselages is very complex due to many factors, such as the nonlinear stiffening effect referred to as bulging, the fuselage skin being very thin and the presence of stiffeners which modifies the stress distribution on the fuselage. A methodology for the computational modeling of the fatigue crack growth in pressurized shell structures, based on the finite element method and concepts of Linear Elastic Fracture Mechanics, is presented. As a result of this numerical simulation, the crack trajectory and the fatigue propagation life are obtained. A parametric study is performed to investigate the influence of several parameters, such as skin thickness, pressurization level, crack length, structural area of the stiffeners, distance between stiffeners, on the bulging effect for unstiffened and stiffened pressurized shells. The methodology is validated by means of a fatigue crack propagation simulation in a Boeing 737 airplane fuselage. The results of this simulation are compared with experimental results and those obtained by POTYONDY (1993). Additionally, the influence of the crack increment and the number of nodes per element (8 or 9 nodes) on the simulation results are investigated.

O presente trabalho tem por objetivo contribuir para a redução do peso estrutural de uma aeronave através de estudos sobre a configuração e seleção de materiais da caverna de pressão traseira da fuselagem. Esta aeronave foi motivo de estudo durante a fase de treinamento no Programa de Especialização em Engenharia de responsabilidades do ITA e EMBRAER. O projeto conceitual da aeronave tem como base a família de aeronaves EMBRAER 170/190, sendo, portanto o projeto da caverna de pressão traseira desenvolvido especificamente para estas aeronaves. A metodologia utilizada para o desenvolvimento do projeto da caverna considera a utilização de materiais compósitos na estrutura bem como realiza um estudo sobre a configuração geométrica ótima da caverna visando obter uma maior eficiência estrutural. As configurações analisadas partem de uma caverna de pressão traseira plana, passando por configurações com 40 e 20 graus de ângulo meridional atée a uma configuração similar ao encontrado hoje na família EMBRAER 170/190, de aproximadamente 51 graus. As configurações da caverna foram modeladas através do software CATIA V4 e posteriormente exportadas para o MSC.PATRAN Versão 2001 com o intuito de se realizar as devidas analises. O material selecionado para compor o laminado ée o carbono/epóxi disposto em forma de tecido pré-impregnado de resina. Este material demonstrou ser bastante adequado ao projeto por apresentar altas razões resistência/peso e rigidez/peso e ainda possuir alta resistência à fadiga quando submetido principalmente ao carregamento de tração. Este material atualmente ée largamente utilizado na indústria aeronáutico sendo alvo de diversas pesquisas possuindo dessa forma uma grande variedade de resinas, fibras e arranjos dos mesmos. Dentre as configurações analisadas para a caverna de pressão traseira, a caverna com ângulo meridional de aproximadamente 51 graus revelou ser a melhor escolha em termos de projeto por apresentar o menor nível de tensões e baixos valores de deslocamentos e massa estrutural. Esta configuração permitirá a obtenção de um conjunto caverna/anel de menor massa. A caverna plana demonstrou ser extremamente ineficiente do ponto de vista estrutural, resistindo basicamente aos esforços de pressurização através de flexão, sendo necessária uma maior massa estrutural para obter um nível de tensões e deslocamentos equivalente à configuração de 51 graus de ângulo meridional. As demais configurações demonstraram possuir características intermediárias entre a configuração plana e de 51 graus.

O efeito causado por reparos rebitados na integridade estrutural ée um aspecto que precisa ser avaliado para assegurar a aeronavegabilidade e operação segura da aeronave. A mensuração da degradação da vida em fadiga da aeronave provocada por reparos estruturais rebitados pode ser uma tarefa bastante árdua. As metodologias de análise que retratam com fidelidade o comportamento de reparo estrutural sob tolerância ao dano geralmente despendem um tempo considerável, tornando-se muitas vezes inviável sua utilização na indústria aeronáutica. Neste trabalho, um reparo retangular típico de fuselagem ée analisado estaticamente e sob tolerância ao dano utilizando-se como ferramentas de análise o software RAPID (Repair Assessment and Integrated Design), desenvolvido pelo FAA, modelos em elementos finitos e uma metodologia utilizada atualmente na indústria aeronáutica. O trabalho tem como finalidade avaliar a aplicabilidade do software RAPID como uma ferramenta alternativa de análise de reparos estruturais, além de estabelecer um novo procedimento de análise de reparos.

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.

Novos equipamentos têm sido desenvolvidos para medição de coordenadas de grandes volumes. Em especial os equipamentos que utilizam tecnologias ópticas a laser oferecem exatidões superiores a décimos de milímetro e grande flexibilidade de medição. Este trabalho trata sobre o iGPS (indoor Global Positioning System), projetado para a medição de grandes volumes, mas com poucos estudos a respeito de sua confiabilidade metrológica em aplicações aeronáuticas. Assim, levando em consideração um procedimento genérico de medição, verifica-se que diversos fatores podem influenciar significativamente a exatidão de seus resultados. A partir de uma rápida explicação e comparação dos sistemas de medição de grandes volumes utilizados na atualidade, este trabalho demonstra o funcionamento do sistema iGPS, assim como os respectivos experimentos realizados para avaliá-lo. Posteriormente, é apresentada e avaliada análise das incertezas envolvidas no sistema de medição iGPS. Finalmente, é realizada a análise de um caso prático relacionado com o processo de montagem de seções de fuselagem, usando o equipamento em questão.

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 modelagem adequada da propagação de trincas por fadiga em fuselagens pressurizadas é complexa devido a uma série de fatores, tais como: o efeito geometricamente não-linear conhecido como bulging, o revestimento das fuselagens ser bastante delgado e a presença de reforçadores que alteram a distribuição de tensão na fuselagem. Uma metodologia para simular computacionalmente a propagação de trincas por fadiga em estruturas de casca pressurizadas baseada no método dos elementos finitos e em conceitos da Mecânica do Fraturamento Linear Elástica é apresentada. Como resultado dessa simulação, obtêm-se a trajetória de propagação da trinca e o número de ciclos para ocorrer a propagação. Um estudo paramétrico é realizado para avaliar a influência de diversos parâmetros, tais como: espessura do revestimento, nível de pressurização, comprimento de trinca, área da seção transversal e distância entre reforçadores, entre outros, no fator de bulging em estruturas de cascas pressurizadas com ou sem reforçadores. A metodologia apresentada é validada por meio da simulação de propagação de trinca em uma fuselagem de um Boeing 737, sendo que os resultados obtidos nessa simulação são comparados com resultados experimentais e com os obtidos por POTYONDY (1993). A influência do tamanho do incremento de trinca e do número de nós por elemento (4 ou 9 nós) nos resultados obtidos é investigada. / The modeling of fatigue crack growth in pressurized fuselages is very complex due to many factors, such as the nonlinear stiffening effect referred to as bulging, the fuselage skin being very thin and the presence of stiffeners which modifies the stress distribution on the fuselage. A methodology for the computational modeling of the fatigue crack growth in pressurized shell structures, based on the finite element method and concepts of Linear Elastic Fracture Mechanics, is presented. As a result of this numerical simulation, the crack trajectory and the fatigue propagation life are obtained. A parametric study is performed to investigate the influence of several parameters, such as skin thickness, pressurization level, crack length, structural area of the stiffeners, distance between stiffeners, on the bulging effect for unstiffened and stiffened pressurized shells. The methodology is validated by means of a fatigue crack propagation simulation in a Boeing 737 airplane fuselage. The results of this simulation are compared with experimental results and those obtained by POTYONDY (1993). Additionally, the influence of the crack increment and the number of nodes per element (8 or 9 nodes) on the simulation results are investigated.

Trincas longitudinais em aviões com fuselagens pressurizadas são sujeitas a carregamento de membrana e de flexão. A interação entre estes dois carregamentos no assim chamado "efeito de inchamento" ou "bulging effect", o qual pode elevar significantemente o fator de intensidade de tensão na ponta da trinca e reduzir a resistência residual. A filosofia de construção tolerante ao dano requer uma determinação realista do estado e tensões na vizinhança das trincas em fuselagens aeronáuticas. Entretanto, poucos estudos têm sido feitos para avaliar a significância do efeito "bulging" para trincas em fuselagens estreitas (narrow-body) representativos da aviação regional e a conseqüência de não inclusão destes efeitos na predição das tensões e subseqüente análise de tolerância ao dano. De particular interesse no efeito de "bulging" nas fuselagens que tem sido reparadas. Reparos acrescentam novos pontos de iniciação de trincas para a estrutura e podem também alterar a resposta ao "bulging" da fuselagem. O exame do efeito "bulging" no fator de intensidade de tensões e o cálculo de resistência residual em estruturas reparadas, o Federal Aviation Administration está estudando o efeito "bulging" em fuselagens aeronáuticas estreitas (narrow-body). O efeito de "bulging" foram calculados usando uma análise não linear por elementos finitos. O fator de intensificação de tensões foram calculadas utilizando o Método de Fechamento da Trinca. Neste estudo, uma escotilha foi colocada na fuselagem aeronáutica estreita (narrow-body) e foi reparada com um reforço interno preso por rebites. Uma trinca foi posicionada na linha mais crítica de rebites. Típicos resultados do estudo são apresentados para o efeito no fator de "bulging" para vários diferentes parâmetros, tais como carregamento, tamanho de trinca e a presença de reforços são discutidos.