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Estudo do comportamento de juntas compósito/compósito e compósito/metal submetidas ao ensaio de esmagamento.

Paulo Alexandre de Barros Mendes 12 August 2008 (has links)
Estruturas aeronáuticas e aeroespaciais, por limitações de tamanho, acesso e manufatura dentre outros, são compostas em muitas de suas partes por juntas mecânicas que dão integridade ao conjunto. Em geral, há juntas do tipo metal/metal, metal/compósito e compósito/compósito. Quando sob esforço mecânico de tração pode ocorrer falha por esmagamento na região do orifício de fixação, ou por cisalhamentos, até ruptura de partes da junta. Os fatores que afetam o comportamento das juntas são geométricos, como diâmetro do orifício e distância de borda, e intrínsecos ao compósito, como o tipo de reforço (tecido ou fita), quantidade e orientações das camadas. Há ainda fatores de processo, como furação, e o ambiente, como umidade e temperatura. Assim, um dos meios de certificar uma junta estrutural é por meio de testes de esmagamento. O presente trabalho teve por objetivo avaliar o comportamento de esmagamento em juntas do tipo compósito/compósito e compósito/metal quando submetidas à tração. Nas configurações de juntas do tipo compósito/metal, a parte metálica corresponde a uma chapa de alumínio. Primeiramente foram avaliadas juntas obtidas a partir de compósitos de tecido e de compósitos de fita, com os reforços de fibras de carbono orientados a 0, 30, 45, 60 e 90 em relação à direção do carregamento (configurações de referência). A partir dos resultados da carga de esmagamento das configurações de referência, foram calculadas as cargas de esmagamento para outras configurações de junta, envolvendo arranjos de tecidos e/ou fitas. Valores estimados para juntas com os compósitos obtidos com tecidos atingiram valores de carga de esmagamento equivalentes a 90% dos valores experimentais ( 5000 N para prendedor de 5/32 e 6000 N para prendedor de 3/16). Por outro lado, os valores estimados para juntas com os compósitos obtidos com fita atingiram valores de carga de esmagamento equivalentes a no máximo 60% dos valores experimentais ( 1700 N para prendedor de 5/32 e 2200 N para prendedor de 3/16). Compósitos obtidos exclusivamente com fitas orientadas a 0 ou exclusivamente a 90 não são adequados para uso em juntas porque o modo de falha tende a ser por cisalhamento ou por tração simples, resultando em baixa carga de ruptura. Compósitos obtidos com combinações de tecidos e fitas não resultam em estimativas precisas de carga ao esmagamento, se as fitas são posicionadas com orientações a 0 e/ou a 90.
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Estudo e desenvolvimento de um sistema de junção asa-fuselagem de uma aeronave de treinamento avançado.

Henrique Gustavo Alecrim Manço 26 March 2004 (has links)
Este trabalho descreve o estudo de diversas configurações e metodologias de fixação da asa à fuselagem para aviões convencionais, enumerando vantagens, desvantagens e aplicabilidades. Abrange, também, um projeto preliminar de um sistema de junção asa-fuselagem de uma aeronave polivalente de treinamento avançado de pilotos, de apoio tático e ataque leve. Trata-se de uma aeronave desenvolvida pelo grupo Treinador Avançado (TA) do Programa de Especialização em Engenharia (PEE), uma parceria entre o Instituto Tecnológico de Aeronáutica (ITA) e a Empresa Brasileira de Aeronáutica (EMBRAER). O projeto é desenvolvido no âmbito estrutural, com cálculos de pré-dimensionamento e especificação dos prendedores da união asa-fuselagem. A análise estrutural, incluindo tensões e distribuição dos esforços, é realizada por elementos finitos e através de métodos analíticos. Os principais elementos estruturais, bem como os prendedores da junção, são gerados em um programa de CAD, para visualização e verificação da integração entre si e da aeronave como um todo.
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Análise preliminar e comparação de junções asa-fuselagem presentes no mercado aeronáutico.

Fábio Augusto de Oliveira e Silva 06 May 2004 (has links)
Este trabalho tem como objetivo analisar os diferentes tipos de ligações entre asa e fuselagem mais utilizadas atualmente no mercado aeronáutico. Uma revisão bibliográfica do assunto ée apresentada e revela diferentes soluções de ligação em aplicações semelhantes. Nas avaliações das soluções de ligações, procura-se destacar vantagens e desvantagens referentes a aspectos como peso, montagem, acesso, vedação e manutenção dessas ligações, bem como as dificuldades de manufatura e conseqüências na vida útil de uma aeronave comercial ou executiva. Todo estudo ée baseado no projeto de um avião corporativo proposto pela Embraer e desenvolvido por um grupo de projeto durante nove meses.
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Proposta de arquitetura de software de controle para efetuador robótico multifuncional.

José Marcos Silva Anjos 21 December 2010 (has links)
O mercado aeronáutico tem se tornado cada vez mais competitivo. Este cenário tem pressionado as fabricantes de aeronaves a buscarem soluções inovadoras para aumentar a eficácia de seus processos de fabricação. Neste contexto surgiu o projeto AME (Automação da Montagem Estrutural de aeronaves), uma parceria entre o ITA e a EMBRAER para pesquisa e desenvolvimento de soluções economicamente viáveis para automação do processo de junção de fuselagens aeronáuticas. Um produto deste projeto é o EFIP (Efetuador de Furação e Inserção de Prendedores). Este efetuador robótico é utilizado para automatizar os processos de furação e instalação de prendedores. Neste contexto esta dissertação propõe uma solução para a arquitetura de software de controle para o efetuador multifuncional EFIP. Para seleção da arquitetura de controle do efetuador foram avaliadas três abordagens com características para implementação de aplicativos baseados em eventos discretos. Duas destas abordagens são específicas para controlar sistemas a eventos discretos: o state diagram e o statechart. Ambas apresentaram limitações. A primeira por ser mais adequada para sistemas de baixa complexidade e a segunda devido ao processo de conversão do statechart para linguagem LabviewTM. A terceira abordagem avaliada foi a arquitetura produtor-consumidor. Apesar de também apresentar limitações referentes à sua aplicação foi a arquitetura selecionada. Esta arquitetura possui um código aberto que permitiu ser customizado para atender aos requisitos do software de controle do EFIP. Para verificação da arquitetura selecionada foram utilizadas duas técnicas: A primeira faz verificação formal utilizando autômatos temporizados e a ferramenta UPPAAL. A segunda verifica o software desenvolvido por meio da aplicação de testes utilizando a metodologia COFI. As técnicas de verificação apresentaram contribuições importantes e complementares.
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Análise modal do satélite universitário ITASAT por subestruturação utilizando elementos finitos.

Mônica Souza Martins 30 September 2008 (has links)
Este trabalho apresenta a modelagem em elementos finitos da estrutura do Itasat, um satélite universitário coordenado em parceria pelo Instituto Nacional de Pesquisas Espaciais (INPE) e pela Agência Espacial Brasileira (AEB). Em toda a estrutura do satélite utiliza-se placas-sanduíche com núcleo de colméia e faces isotrópicas, ambos em alumínio. É apresentado, então, um modelo de elementos finitos de três camadas para a análise destas placas, sendo o núcleo modelado por elementos sólidos (CHEXA) e as faces representadas por elementos de placas (CQUAD4). É utilizado para tal, o programa comercial MSC. Nastran. Também o modo de junção dos painéis internos do satélite é analisado. Estes painéis formam ângulos retos entre si, que transferem tração, compressão e cargas de flexão de um painel ao outro, como as juntas-T. Juntas coladas e parafusadas são usadas e alguns comentários são feitos. Como a análise de estruturas grandes e/ou complexas muitas vezes excedem a capacidade computacional, a divisão em subestruturas se torna necessária. Assim, este trabalho apresentou formas de subestruturação estática (Método dos Deslocamentos) e subestruturação dinâmica, também conhecida como Síntese Modal de Componentes, pelo método de Craig-Bampton. Observa-se que o uso de subestruturas apresenta resultados muito próximos aos de uma estrutura completa, tornando válidas as técnicas apresentadas.
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Avaliação do comportamento em fadiga de juntas estruturais de ligas de AL2024T3 coladas com adesivo epóxi.

Eduardo Marchezin 30 November 2009 (has links)
Ligas de alumínio são extensamente usadas em partes aeronáuticas devido às boas propriedades mecânicas e baixa densidade. Estas partes devem ser unidas para formar conjuntos maiores. Uma junta estrutural é definida como um segmento de estrutura que provê um meio de transferir carga de um elemento estrutural para outro. A maioria das juntas aeronáuticas é mecanicamente fixada com múltiplos prendedores (parafusos ou rebites). Estas juntas apresentam uma alta concentração de tensões ao redor do prendedor, porque a transferência de carga entre elementos da junta acontece em uma fração da área disponível. Por outro lado, as cargas aplicadas em juntas adesivas são distribuídas sobre toda a área colada e reduz os pontos de concentração de tensão. Juntas são a fonte mais comum de falhas estruturais em aeronaves e quase todos os reparos envolvem juntas. Portanto, é importante entender todos os aspectos de projeto e análise de juntas. O objetivo deste trabalho é comparar juntas estruturais de ligas de Al2024-T3 em três condições: juntas mecanicamente rebitadas, juntas coladas e uma configuração híbrida rebitada e colada. Foi usada a norma NASM 1312-4 para confecção dos corpos-de-prova. Além disso, foram conduzidos testes de fadiga, sob amplitude de carregamento constante e relação de tensão igual a 0.1, para avaliar a eficiência dos elementos estruturais durante sua vida em serviço. Os resultados mostraram que a configuração híbrida apresenta maior resistência estática e uma vida em fadiga superior às demais configurações.
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Análise de fadiga na junção asa fuselagem de uma aeronave agrícola.

Luís Felipe Viliotti 25 April 2007 (has links)
Este trabalho consiste na pré-análise da vida em fadiga na junção asa fuselagem de uma aeronave agrícola. A necessidade desta avaliação surgiu a partir de um estudo do mercado agrícola que constatou que a configuração atual do Ipanema não mais satisfaz as necessidades dos operadores. Para voltar a ter competitividade, a Indústria Aeronáutica Neiva decidiu por realizar alterações estruturais que considerou necessária para elevar a produtividade de seu produto. Devido à essas alterações, foi necessário definir o perfil de missão agrícola para, em seguida, determinar o espectro de carregamento dinâmico dessa aeronave. As rajadas verticais são as principais responsáveis pelas cargas dinâmicas nesse contexto apesar de ser consideradas as rajadas laterais e as cargas de manobra. A partir da distribuição de sustentação para fator de carga unitário e dos alívios inerentes às forças de inércias, traçou-se o perfil de carga cortante e momento fletor ao longo da envergadura. Combinando os fatores de carga obtidos da análise dinâmica com esses esforços, traçou-se o diagrama de excedências para essa nova configuração. Também foi necessária a modelagem em elementos finitos da região de interesse para a utilização da metodologia S-N de estimativa de vida em fadiga. Algumas simplificações foram adotadas devido às poucas informações de detalhes do projeto, mas mesmo assim obteve-se um comportamento muito semelhante ao observado nos ensaios de certificação. Por esse critério, ambos os objetos de análise (longarina dianteira e ferragens de ligação) foram aprovados. Entretanto, cabe a ressalve que esse estudo foi localizado, não prevendo o surgimento de novas trincas fora da região de estudo.

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