Este trabalho tem como objetivo estudar a viabilidade de se utilizar um novo conceito de soldagem entre perfis reforçadores de liga de alumínio da série 7XXX e chapas de liga de alumínio da série 2XXX pela tecnologia de soldagem FSW (Friction Stir Welding). Com este novo conceito, um perfil reforçador com geometria especial é soldado por FSW a uma chapa com o intuito de se fechar toda a interface entre a flange do reforçador e a chapa, esperando-se que se obtenha um ganho tanto em processo como em peso, já que o processo de fabricação se torna mais enxuto. O processo FSW foi inventado e patenteado pela TWI, um renomado centro especializado em junção de materiais, em 1991, no Reino Unido. Esta técnica de soldagem caracteriza-se por ocorrer no estado sólido, isto é, sem que haja a fusão do material a ser unido. No processo de soldagem FSW, uma ferramenta especial composta por um ombro e um pino é rotacionada de forma a gerar atrito entre as partes a serem soldadas. O atrito gerado pela ferramenta causa o aquecimento do material a ser soldado, que faz com que o mesmo seja plastificado, enquanto uma força axial aplicada pelo ombro da ferramenta consolida a solda. Duas ferramentas similares compostas por um mesmo pino, porém com ombros diferentes foram utilizadas para o desenvolvimento deste trabalho. Baseando-se nos parâmetros de referência da solda FSW sobreposta convencional, foram realizadas várias soldas pela metodologia de tentativa e erro. Em todos os casos, foi realizada análise visual das soldas FSW. As soldas que apresentaram boa qualidade superficial foram submetidas ao ensaio metalográfico, e caso não apresentassem nenhum defeito, seriam submetidos ao ensaio de tração transversal à solda, a fim de comparar as propriedades mecânicas entre a solda FSW sobreposta com este novo conceito e a solda FSW sobreposta convencional.

Durante a fabricação de estruturas de compósito nas aeronaves podem ocorrer defeitos que requerem reparos. O estudo de técnicas de reparo evita o refugo quando essas podem ser reaproveitadas. Nesse intuito, há estudos sobre vantagens e viabilidade de muitas técnicas, dentre as quais através do reparo do tipo spot-face que consiste na aplicação de um patch de composto em local a ser reparado devidamente preparado. É desejável que o tipo do material e orientação das camadas sejam semelhantes para laminado e reparo. Este trabalho realiza a simulação numérica de laminados reparados por essa técnica à ruptura verificando o efeito da variação da orientação do reparo na sua resistência. Conclui-se que é importante que sejam verificadas as recomendações devido ao potencial decréscimo de carga de ruptura para placas reparadas incorretamente. Também é desejável que as peças do reparo tenham identificação visual clara para sua correta aplicação.

O objetivo deste trabalho é caracterizar o modo de falha de juntas fabricadas com laminados de material compósito sujeitos a cargas de impacto de baixa energia, através de um modelo em software de elementos finitos Abaqus/Explicit. As juntas em compósitos foram fabricadas por três tipos de processo: colagem, rebitagem e soldagem. Dados experimentais foram coletados no laboratório de ensaios estruturais do ITA (Instituto Tecnológico de Aeronáutica) através do impacto de corpos de provas (cdps) utilizando a Torre de Impacto em queda livre (Drop Test Tower - DTT). Nestes testes foi possível verificar a força de impacto e a energia dissipada em função do tempo para cada um dos três tipos de juntas. Na simulação de elementos finitos foram utilizados dois modelos de danos para atender as condições reais de impacto, resultando em uma boa aproximação entre as curvas teóricas e experimentais de força de impacto e energia dissipada, e assim caracterizar o modo de falha para cada tipo de junta.

Na indústria aeronáutica é inevitável o uso de juntas coladas, rebitadas e parafusadas na união de componentes ou partes estruturais. Com o desenvolvimento de novos materiais e novas técnicas de manufatura, as juntas coladas passaram a ser mais utilizadas devido a algumas vantagens sobre as tradicionais juntas rebitadas e parafusadas, tais como: melhor distribuição das tensões na região de colagem, melhor vedação, melhor acabamento e o mais importante em aplicações aeronáuticas, menor peso. O projeto de juntas coladas é baseado em análise para a determinação das tensões normais e cisalhantes no adesivo e o campo de deslocamentos ao longo da junta. O objetivo deste trabalho é apresentar uma técnica de elementos finitos para modelagem de juntas coladas aplicável a qualquer tipo de configuração. As juntas são modeladas utilizando o programa comercial de elementos finitos MSC.Nastran. Nas simulações, os aderentes são considerados laminados de material ortotrópico, conseqüentemente a utilização de laminados assimétricos e não-balanceados são considerados. A camada de adesivo é modelada de duas maneiras: a primeira técnica assume a camada de adesivo como sendo um modelo constitutivo linear elástico e a segunda técnica assume um modelo constitutivo elasto-plástico, sendo este o modelo constitutivo da maioria dos adesivos poliméricos. Elementos de casca (CQUAD4) são utilizados para a modelagem dos aderentes e elementos sólidos (CHEXA8) na modelagem da camada de adesivo. Equações de restrição (MPC) são utilizadas para ligação dos aderentes ao adesivo proporcionando a determinação das tensões de cisalhamento txz e normal sz. A validação do modelo de junta colada tipo sobreposta é investigada pela comparação dos resultados numéricos com outras duas técnicas. Na primeira técnica, ambos os aderentes e adesivo são discretizados em elementos sólidos do Nastran, resultando num modelo completamente 3D; na segunda técnica é utilizado o programa comercial para análise estrutural de compostos ESAComp 2.2. Os resultados comparados são as distribuições de tensões normais, cisalhantes e o campo de deslocamentos ao longo da junta. Os resultados obtidos com o método proposto estão próximos do modelo 3D para todos os estudos de caso, com vantagem de ser mais simples e numericamente mais eficiente.

A estrutura de uma aeronave ée composta de muitas partes, que devem ser unidas para formar sub-partes. Entre muitas opções, "channel fittings" são amplamente utilizados na conexão da asa com a fuselagem do avião. Esse trabalho aplica o método de elementos finitos na modelagem de um "channel fitting", com o propósito principal de avaliação da distribuição de tensões de acordo com a alteração de alguns parâmetros geométricos. Quatro modelos são construídos e apresentados. Os resultados mostram uma sensibilidade importante dos níveis de tensão de acordo com a posição do furo de conexão com o parafuso. Este trabalho também propõe e descreve um procedimento iterativo que permite a aplicação mais precisa de condições de contorno na zona de contato do "fitting" com estrutura de ligação.

Esta tese fornece uma descrição do comportamento plástico de chapas e tubos metálicos de parede fina, isotrópicos e anisotrópicos, na conformação não convencional utilizando elastômeros. Em particular, neste trabalho empregou-se o programa robusto de elementos finitos, Deform 3D, para a simulação numérica dos processos de conformação não convencionais de junções metálicas e dobramento de chapas com o uso de elastômeros. Desta forma, as forças de conformação totais associadas ao deslocamento do domo das junções foram adequadamente previstas; analiticamente, numericamente e então comparadas a dados experimentais, para três materiais de tubos recozidos distintos: Alumínio, Cobre e Latão 70/30. No geral, a concordância entre os resultados previstos, analiticamente e numericamente, em relação aos dados experimentais analisados foi muita boa, podendo a simulação ser caracterizada como um benchmark. Em especial, no caso do dobramento de chapas, as forças de conformação totais, o ângulo de dobramento e a recuperação elástica foram numericamente previstos e comparados com os dados experimentais obtidos por Braga (2009), observando-se boa concordância para três materiais de chapas: Alumínio, Aço e Latão 70/30 considerados. Além disso, neste trabalho é apresentada uma nova equação para determinação do comprimento do elastômero (modelo analítico), de modo que não haja falhas no processo de conformação de junções metálicas, que leva em consideração as propriedades mecânicas dos materiais dos tubos, através do emprego da lei do escoamento associado de Levy-Mises. Adicionalmente, é apresentado um novo modelo analítico para predição do fator de atrito (m), que é estabelecido a partir da relação entre o atrito tubo/matriz no processo de conformação de tubos utilizando elastômeros. Finalmente, a introdução desses novos modelos analíticos idealizados, junto com as predições analíticas, numéricas e experimentais que foram estabelecidas ao longo do trabalho ajuda a melhorar o entendimento do comportamento ao escoamento plástico de chapas e tubos de paredes finas em processamento; fato que traduz o conhecimento necessário para propor soluções visando melhorar a eficiência do processo de conformação não convencional de chapas e junções de tubos metálicos utilizando elastômeros, assim como permite a idealização de novos projetos.

Foi desenvolvido um programa experimental objetivando estudar a resistência de uma ligação mecânica em material compósito em função da variação de distância de borda.Foram utilizados no programa experimental tecido de fibra de vidro e tecido de fibra de carbono, prendedores 3/16" e 5/32" de diâmetro, resina epóxi e cura a 120C. Três orientações foram utilizadas para ensaio: (0/90), (0/90) combinado com (45) e (45). Os ensaios foram realizados nas condições ambientais RTD (temperatura ambiente, seco) e ETW (temperatura elevada, úmido). O número de camadas para o tecido de fibra de vidro foi diferente do utilizado para fibra de carbono para que fosse mantida a mesma espessura. As distâncias de borda avaliadas foram 1.5d, 2.0d e 2.5d (onde d é o diâmetro do prendedor), em um corpo de prova de junta sobreposta.Os resultados obtidos mostram o tecido de fibra de carbono com resistência superior ao tecido de fibra de vidro para a mesma condição ambiente (RTD ou ETW), a condição RTD é superior a condição ETW, e os maiores valores de resistência são encontrados com a orientação (0/90) combinado com (45) onde existe alternância de direção de camadas. A sensibilidade à variação de distância de borda é elevada na condição RTD e baixa na condição ETW.

O presente trabalho trata da interferência aerodinâmica asa-fuselagem sem geometrias de integração (por exemplo, carenagens). Os autores dos resultados experimentais, utilizados como base para o presente estudo, apontaram o efeito de convergência-divergência como sendo o principal fator do aumento de arrasto em configurações asa-baixa, por induzir um gradiente adverso de pressão na região divergente e promover um descolamento prematuro de camada limite. Assim, adotou-se o método dos painéis como ferramenta de análise de interferência asa-fuselagem, para que o efeito de convergência-divergência pudesse ser mais bem compreendido. Para concluir se o efeito de convergência-divergência é o efeito dominante no aumento de arrasto em configurações asa-baixa, cálculos de camada limite foram feitos em linhas de corrente nas proximidades da junção asa-fuselagem de configurações asa-baixa, utilizando o método integral de cálculo de camada limite no qual, por meio de parâmetros empíricos, o descolamento é estimado. Concluiu-se, com a análise de camada limite, que o efeito de convergência-divergência, por si só, não é capaz de causar um descolamento de camada limite que justifique o aumento de arrasto observado experimentalmente. Consequentemente, acredita-se que a migração de partículas fluido da fuselagem para a asa, não considerada no presente trabalho, pode ser o efeito dominante no aumento de arrasto em configurações asa-baixa, comparadas com as configurações asa-média.