Ambientes úmidos, temperaturas elevadas e outros fatores agressivos (UV, meios químicos e agentes de intemperismo) podem causar uma variedade de mudanças imediatas ou a longo prazo nas propriedades mecânicas e térmicas dos compósitos poliméricos. O processo de difusão da umidade ocorre com o tempo por ação da capilaridade até o laminado atingir o nível de equilíbrio, afetando principalmente as propriedades dominadas pela matriz ou pela interface fibra/resina. A seqüência de empilhamento das camadas e o tipo de acabamento da borda livre podem afetar a resistência do laminado, causando a delaminação de borda como, também, influenciar no processo de absorção de umidade. Os laminados fabricados com bordas moldadas eliminam o acabamento da borda por processo de usinagem convencional com grande ganho de produtividade, mas os seus comportamentos mecânicos, quando esses estão saturados de umidade, ainda não foram apresentados na literatura. Nesta tese são apresentados resultados de resistência à tração de laminados cruzados e multidirecionais de carbono/epóxi com bordas moldadas e usinadas, ensaiados nas condições seco à temperatura ambiente e úmido em câmara de climatização. Os laminados são fabricados com pré-impregnados de fita unidirecional contínua e curados por processo a vácuo em autoclave. A comparação dos resultados mostra que há um aumento na resistência de alguns laminados. Nestes casos particulares ficou evidente que a saturação de umidade influenciou as propriedades da resina, indicando que ocorreu a plasticização com a conseqüente tenacificação da estrutura polimérica. Nos outros laminados a umidade provocou o envelhecimento do polímero, degradando a interface fibra/resina e, conseqüentemente, reduzindo a resistência. A análise microscópica da região de interface fibra/resina no plano de fratura do laminado, pela técnica de microscopia eletrônica de varredura, mostra que as condições ambientais que combinam temperatura e umidade favoreceram o rompimento da interface, devido ao longo período de exposição até completar a saturação do compósito.

O objetivo deste trabalho é otimizar placas de materiais compósitos laminados com reforçadores, aproveitando-se do efeito de tensões residuais térmicas em problemas de estabilidade elástica e de freqüências naturais não amortecidas. Na maioria dos casos, a complexidade do problema não permite que somente o bom senso de engenharia seja suficiente para identificar configurações favoráveis ao enrijecimento elástico e geométrico. Técnicas de otimização são necessárias, portanto, para determinar projetos que tirem o melhor proveito da presença das tensões térmicas. A placa é modelada por elementos finitos lagrangianos isoparamétricos bi-cúbicos, baseados na formulação de Reissner-Mindlin. Aproximações dos autovalores via quociente de Rayleigh (RQA) são utilizadas para otimizar o desempenho da placa que opera em determinada faixa de temperatura. Expressões analíticas de sensibilidade das matrizes geométricas térmicas e de pré-carga são deduzidas para o cálculo da sensibilidade dos autovalores com relação às alturas das lâminas. Uma estratégia é proposta para reduzir o número de análises. Problemas de maximização de autovalor sujeitos a restrições de massa e/ou modos e de minimização da massa, com restrições de autovalor, são resolvidos. Abordagens para definir um projeto que deva atuar em diferentes temperaturas de operação são apresentadas. Os resultados numéricos mostram que os projetos ótimos são fortemente influenciados pelas tensões residuais térmicas, especialmente se as estruturas forem mais delgadas.

Diversos critérios de tenacidade à fratura translaminar dinâmica foram determinados para o laminado híbrido metal-fibra TiGra, empregando-se conceitos e metodologias da Mecânica da Fratura Elástica Linear MFEL (fator-K) e da Mecânica da Fratura Elasto-Plástica MFEP (integral-J). Verificou-se que as tenacidades de iniciação elasto-plástica, Jid, e de carga máxima, Jmd, do TiGra são controladas pelo desenvolvimento, ou supressão de delaminações. Os resultados indicaram que o emprego deste material se justifica mais pela sua resistência à propagação de danos (caracterizada por Jmd) do que à iniciação da fratura dinâmica (por Jid). De modo geral, os requisitos de validade de Jid como verdadeira propriedade do material (JId) foram satisfeitos, embora para Jmd boa parte das restrições quanto ao tamanho mínimo do corpo-de-prova tenha sido violada. Mais freqüentemente, velocidades mais rápidas de impacto beneficiaram as tenacidades-J do TiGra, enquanto que temperaturas mais elevadas afetaram negativamente estas propriedades. Quanto à MFEL, a tenacidade KJd do TiGra foi beneficiada pelo incremento na taxa de carregamento sob temperaturas mais elevadas, enquanto que a tenacidade Kid foi negativamente afetada pela taxa de deformação em todas as temperaturas avaliadas. Temperaturas mais altas também degradaram as propriedades de tenacidade-K do TiGra. Em oposição às tenacidades-J, os critérios KJd e Kid não satisfizeram em absoluto os mais exigentes critérios de contenção de plasticidade estabelecidos pela MFEL, se comparados aos propostos pela MFEP. Por fim, o desempenho mecânico do laminado TiGra foi severamente comprometido quando do cômputo da densidade específica para a determinação das tenacidades J e K por unidade de massa, sendo nesta ocasião o laminado híbrido facilmente superado por vários laminados convencionais da classe dos Carbono-Epóxi. / Several dynamic translaminar fracture toughness criteria have been determined for TiGr hybrid fiber-metal laminate through Linear Elastic (K-factor) and Elastic-Plastic (J-integral) Fracture Mechanics (LEFM and EPFM, respectively) concepts and methodologies. Instrumented Charpy impact testing was carried out over a wide range of temperatures under two loading rates. It has been discovered that the elastic-plastic initiation toughness, Jid, and the toughness at maximum load, Jmd, of TiGr are controlled by either delamination favoring or suppression. Impact tests revealed that the in-service use of TiGr must rely on its resistance to dynamic fracture propagation (as characterized by Jmd) rather than on fracture initiation (by Jid). In a broad sense, the requirements for Jid data validity as a material property (JId) were fulfilled, whereas many restrictive demands in regard to the minimum testpiece size were violated by the Jmd criterion. Generally, higher impact velocities were beneficial to TiGrs J-toughnesses, inasmuch as higher temperatures impaired these properties. Regarding the LEFM approach, KJd toughness of TiGr laminate was imparted by faster impacts at higher temperatures, whilst the strain rate negatively influenced the Kid toughness over the whole temperature range tested. Higher temperatures also degraded the K-toughness properties of TiGr hybrid laminate. Differently from J-toughnesses values, the KJd e Kid criteria did not satisfy at all the more stringent criteria set forth by the LEFM approach with regard to plastic constraint, as compared to those established by EPFM. Finally, the mechanical performance of TiGr laminate was overwhelmingly compromised as the materials specific gravity was taken in account to obtain K and J toughness values by unit weight, so that TiGr was by far exceeded in this regard by conventional Carbon/Epoxy composite laminates.

Recentes melhorias nos processos de fabricação e nas propriedades dos materiais associadas a excelentes características mecânicas e baixo peso tornaram os materiais compósitos muito atrativos para aplicação em estruturas aeronáuticas. No entanto, mesmo novos projetos ainda são muito conservadores, pois os fenômenos de falha dos compósitos são muito complexos. Então, é estratégico entender melhor, bem como prever esses complexos mecanismos de falha, desenvolvendo modelos de materiais mais precisos que venham a diminuir o número de ensaios experimentais, gerando rapidez e economia aos projetos estruturais. Assim, este trabalho apresenta o desenvolvimento de um modelo de material baseado na Mecânica do Dano Contínuo para simular a falha progressiva de estruturas laminadas de carbono/epóxi quando submetidas a carregamentos quase estáticos e de impacto. Várias análises numéricas foram realizadas via elementos finitos, a fim de prever a falha dessas estruturas de material compósito sob essas solicitações. O modelo de dano proposto foi implementado como sub-rotinas em linguagem FORTRAN (UMAT-User Material Subroutine e, VUMAT-User Material Subroutine para simulações explícitas), que foram compiladas junto ao programa comercial de Elementos Finitos ABAQUSTM. Além disso, ensaios experimentais foram realizados, a fim de calibrar parâmetros relacionados ao modelo de material, bem como avaliar as potencialidades e as limitações do modelo de material proposto. / Recent improvements in manufacturing processes and material properties associated to excellent mechanical characteristics and low weight have become composite materials very attractive for application on civil aircraft structures. However, even new designs are still very conservative, because the composite structure failure phenomena are very complex. So, it is strategic to known better and to predict these complex failure mechanisms, developing more accuracy material models, which reduce the number of experimental tests, inducing a fast and economic structural design. Thus, this work show the development of a material model based on Continuum Damage Mechanics to simulate the progressive failure of carbon/epoxy laminate structures under quasi-static and impact loadings. Several numerical analyses were performed via Finite Element Method in order to predict the damage on composite structures under these conditions. The proposed damage model was implemented as a UMAT (User Material Subroutine) and VUMAT (User Material Subroutine for explicit simulations), which were linked to ABAQUSTM. Moreover, experiments were carried out in order to calibrate the material model parameters and to evaluate the potentialities and limitation of the proposed material model, as well.

CoordenaÃÃo de AperfeÃoamento de Pessoal de NÃvel Superior / Materiais compÃsitos vem sendo amplamente estudados devido aos seus inÃmeros benefÃcios em relaÃÃo aos materiais metÃlicos, principalmente a elevada razÃo resistÃncia/peso, bom iso-lamento tÃrmico e boa resistÃncia à fadiga. CompÃsitos laminados, foco do presente trabalho, sÃo produzidos pelo empilhamento de um conjunto delÃminas, cada uma composta de fibras unidirecionais ou bidirecionais imersas em uma matriz polimÃrica. As estruturas de materiais compÃsitos apresentam comportamento nÃo linear, tanto fÃsico quanto geomÃtrico. Devido à elevada resistÃncia, estruturas de material compÃsito tendem a ser bastante esbeltas, podendo apresentar grandes deslocamentos e problemas de estabilidade. Adicionalmente, a consideraÃÃo da nÃo linearidade fÃsica tambÃm à importante para a simulaÃÃo de falha de estruturas laminadas. Um dos modos de falha mais importantes destas estruturas à a delaminaÃÃo, que consiste no descolamento de duas lÃminas adjacentes. No projeto de estruturas laminadas, o MÃtodo dos Elementos Finitos à a ferramenta de anÃlise mais utilizada devido a sua robustez, precisÃo e relativa simplicidade. Afim de permitir a anÃlise nÃo linear de estruturas laminadas submetidas a grandes deslocamentos, foi desenvolvida neste trabalho uma formulaÃÃo de elementos finitos sÃlidos laminados baseados na abordagem Lagrangiana Total. A simulaÃÃo do inÃcio e propagaÃÃo da delaminaÃÃo foi realizada neste trabalho utilizando Modelos de Zona Coesiva. Para este fim, foi desenvolvida uma formulaÃÃo de elementos isoparamÃtricos de interface com espessura nula e utilizados diferentes modelos constitutivos para representar a relaÃÃo entre as tensÃes e os deslocamentos relativos das faces da trinca coesiva, incluindo tanto o caso de modo I puro quanto de modo misto. As formulaÃÃes desenvolvidas neste trabalho foram implementadas no software de cÃdigo aberto FAST utilizando afilosofiade ProgramaÃÃo Orientada a Objetos. Estas implementaÃÃes sÃo apresentadas utilizando as convenÃÃes da UML. VÃrios exemplos foram utilizados para verificar e validar as implementaÃÃes realizadas. Excelentes resultados foram obtidos utilizando elementos sÃlidos laminados na anÃlise de estruturas de casca, mesmo empregando malhas com apenas um elemento sÃlido na espessura. No que diz respeito à delaminaÃÃo, verificou-se que o uso de Modelos de Zona Coesiva requer muito cuidado na escolha dos parÃmetros utilizados na anÃlise, principalmente no que diz respeito à relaÃÃo tensÃo-deslocamento relativo, tamanho dos elementos e mÃtodo de integraÃÃo numÃrica. Contudo, utilizando-se a integraÃÃo de Newton-Cotes e elementos de interface de tamanho adequado, obteve-se uma concordÃncia muito boa com resultados teÃricos e experimentais disponÃveis na literatura. De forma geral,verificou-se que o modelo coesivo exponencial apresenta maior robustez e eficiÃncia computacional que o modelo bilinear. / Composite materials has been widely studied thought the years because of it benefits compared to metals (elevated resistance/weight ratio, good thermal isolation and good fatigue resistance). Laminate composites are the focus of this work. Produced by stacked layers of fibers embed- ded on polymeric matrices, structures of composite materials presents material and geometrical non-linear behavior. Because of it elevated resistance, composite materials allow designers to create very slender structures which might present large displacements and stability problems. Additionally, considering material non-linearity is also important for collapse simulation of la- minated structures. One of the most important failure modes on laminated structures is delami- nation. Delamination is the detachment of adjacent layers. On laminated structures simulation, the Finite Element Method is one of the most used analysis tool. It is a robust, precise and relative simple operating tool. Intending analyzing non-linear behavior of laminated structures subjected to large displacements, was developed on this work a laminated solid finite element formulation based on Full Lagrangian formulation. Simulation of delamination beginning and propagation was developed on this work using Cohesive Zone models. To achieve this goal, an isoparametric formulation of interface finite elements without thickness and many constitutive models to represent the relation tension à displacement jump (relative displacement between crack faces) were developed. These models consider pure mode I and mixed mode. The formu- lations developed on this work were implemented on the open source finite element code FAST using Oriented Object Programing philosophy. These implementations are presented on UML conventions. Many examples were tested for verifying and validating all the implementations. Excellent results were obtained using laminated solid elements on the analysis of a shell struc- ture, even using meshes with only one element though thickness. On the delamination analysis, was verified that Cohesive Zone Models are very sensible related to the parameters used on the analysis, mainly tension à displacement jump model, size of elements and numerical integra- tion. Spite of it, using Newton-Cotes integration and interface elements of appropriate size, good agreements were obtained compared with theoretical results obtained on literature. In general, was observed that cohesive exponential model presents greater robustness and compu- tational efficiency than bilinear model.

Peen forming é um processo de conformação plástica a frio de laminas ou painéis metálicos através do impacto de um jato regulado de pequenas esferas de aço em sua superfície, a fim de produzir uma curvatura pré-determinada. A aplicação da técnica de shot peening como um processo de conformação já é conhecida da indústria desde a década de 1940, mas a demanda crescente por produtos de grande confiabilidade tem impulsionado o desenvolvimento de novas pesquisas visando o seu aperfeiçoamento e automação. . O planejamento do processo de peen forming requer medição e controle de diversas variáveis relacionadas à dinâmica do jato de granalhas e à sua interação com o material a ser conformado. Conforme demonstrado por diversos autores, a velocidade de impacto é uma das variáveis que mais contribui para a formação do campo de tensões residuais que leva o material a se curvar. Neste trabalho é apresentado um modelo dinâmico simplificado que descreve o movimento de um grande número de pequenas esferas arrastadas por um fluxo de ar em regime permanente e sujeitas a múltiplas colisões entre si e com a peça a ser conformada. Simulações deste modelo permitiram identificar a correlação entre o campo de velocidades das granalhas e os demais parâmetros do processo. Mediante a aplicação da técnica de projeto de experimentos pôde-se estimar os valores dos parâmetros que otimizam o processo. Ao final, elaborou-se um algoritmo que permite realizar o planejamento de processos de peen forming, ou seja, determinar os valores desses parâmetros, de modo tal a produzir uma curvatura pré-determinada em uma placa metálica originalmente plana. / Peen forming is a plastic cold work process of shaping a metallic sheet or panel through the impact of a regulated blast of small round steel shots on its surface, in order to produce a previously desired curvature. The application of the shot peening as a forming process has been a known technique in the industry since the decade of 1940, but the increasing demand for products of high reliability have pushed the development of new research in order to enhance and automate it. Peen forming process planning requires the measurement and control of several variables concerning the dynamics of the shot jet and its interaction with the piece to be shaped. As previously shown by several authors, impact velocity is one of the variables that most contribute to the development of the residual stress field that causes the material to bend. In this article we present a simplified dynamical model describing the motion of a large number of small spheres (shot) dragged by an air flow in steady conditions and exposed to multiple collisions with each other and with the piece to be shaped. Computer simulations of this model allowed to identify correlations between the shot field velocity and the parameters of the process. Applying design of experiments techniques it was possible to estimate the value of parameters that optimize the process. It was, then, elaborated an algorithm that enables peen forming process planning, allowing the determination of the parameters, in order to make a predetermined bending in a metallic plate originally plane.

[pt] Esta dissertação trata da modelagem do comportamento dinâmico de cascas cilíndricas laminadas numa faixa considerada de altas frequências onde o comprimento de onda é menor que a espessura da casca. Nestes casos,as teorias tradicionais de cascas tem problemas para representar com acuracidade a resposta dinâmica destas estruturas. Para superar este inconveniente,empregou-se a teoria discreta de Reddy para compósitos laminados.Esta teoria tem como característica o emprego de funções de interpolação para descrever a variação dos campos de deslocamento ao longo da espessura do laminado. Assim, discretizou-se a espessura da casca em lâminas delgadas na direção radial, impondo condições cinemáticas para cada uma delas. Por isto um estado tridimensional de tensões foi assumido para cada lâmina. Esta técnica permitiu a representação de campos de deslocamentos complexos na espessura do laminado representativos daqueles associados às ondas guiadas em altas frequências. A equação de estado que governa a dinâmica da casca foi então obtida no domínio da frequência a partir da aplicação do principio variacional, sendo empregado o método de Riccati para solucionar a mesma. A validação da metodologia proposta nesta dissertação foi feita comparando o espectro de frequência exato com aquele previsto pela teoria aproximada. Desta forma demonstrou-se que a teoria de Reddy é capaz de representar com precisão o comportamento dinâmico da casca cilíndrica na faixa de alta frequência. Além disso, os resultados obtidos na faixa de baixa frequência foram comparados pelo método dos elementos / [en] This dissertation addresses the problem of modeling the dynamic response of laminated cylindrical shells in the high frequency range -short wavelength-. In this range of frequency, traditional theories fail to provide an accurate result of the vibratory structural response; So, in order to overcome this shortcoming, we employed a model based on Reddys discrete layer-wise theory. In this method the cylindrical shell is discretized in an arbitrary number of layers in the radial direction, and a three dimensional stress state is assumed in each one. Hence, the application of this method let the representation of complexes displacement elds through the thickness of the shell. This characteristic is representative of displacement elds associated to guided waves in the high frequency range. In the frequency domain,the governing equations were written in a state space form by applying a variational principle. The solution of this state equation was obtained by employing an algorithm based on a discrete version of the Ricatti transformation.To validate the method proposed in this dissertation, comparisons of the present work to the exact wave-dispersion spectra were assessed with excellent results. It indicates that the present method can predict an accurate description of the dynamic response in the high-frequency range. In the low frequency range, the results of the theory of Reddy were compared with the nite element method and, again, a good accuracy was obtained.

Devido a suas vantagens comparadas aos métodos tradicionais de união mecânica, a utilização de juntas coladas estruturais só tende a crescer, entretanto, devido suas propriedades e modos de falha dependerem de diversos parâmetros (tratamento superficial, geometria, material, condições de tralho, etc.) uma utilização mais ampla desta técnica ainda é restrita pela ausência de modelos de falhas confiáveis. O presente trabalho consiste na apresentação de métodos para fabricação de juntas coladas em material compósito e verificação da influência da espessura da camada adesiva na resistência de juntas simples coladas (single lap joints) submetidas à tração. São também apresentados métodos para fabricação dos aderentes, corpos de prova de adesivo puro para ensaios de caracterização e realização de ensaios mecânicos para obtenção das propriedades mecânicas tanto dos aderentes quanto do adesivo. As propriedades mecânicas dos aderentes e do adesivo foram obtidas através de ensaios realizados em uma máquina de tração universal com o auxílio da técnica de correlação digital de imagem, e a obtenção das energias críticas de resistência à fratura (GIc,GIIc) da camada adesiva foram calculadas através de ensaios Double Cantilever Beam (DCB) e End Notched Flexure (ENF). Foram estudados métodos para gerar falha coesiva nas juntas adesivas, sendo que o melhor método encontrado foi o de tratamento superficial dos aderentes com jateamento abrasivo seguido pela limpeza superficial com acetona. O controle preciso da espessura da camada adesiva foi alcançado através do desenvolvimento de um dispositivo de fácil construção, compostos por suportes de madeira, hastes e linhas de nylon. Nos ensaios em juntas coladas foi constatado uma relação inversamente proporcional entre a espessura da camada adesiva e a resistência máxima suportada pela junta, ou seja, quanto maior a espessura do adesivo menor sua resistência. Os métodos aqui apresentados foram os resultados de vários meses de estudo e compreensão das normas e técnicas disponíveis na literatura, o aprimoramento das técnicas foram frutos de um ciclo compostos por fabricação, testes e análise de resultados. / Amongst the joining techniques, adhesively bonding joints are one of the most commonly applied nowadays. However, a lack of reliable failure criteria still exists, limiting in this way a more widespread application of adhesively bonded joints in principal load-bearing structural applications. An accurate strength prediction of the adhesively bonded joints is essential to decrease the amount of expensive testing at the design stage. This work consists to show methods for manufacturing single lap joints and to verify the adhesive thickness influence on the joint resistance. The manufacturing process of the composite adherends and adhesives for bulk tests was also covered. The mechanical properties of the adherends and bulk adhesive were performed on a universal testing machine with assistance of a digital image correlation (DIC) technique. The fracture toughness energy release rates (GIc,GIIc) of the adhesive layer were obtained respectively through Double Cantilever Beam (DCB) and End Notched Flexure (ENF) tests. Cohesive failure was achieved by grit blasting the adherents followed by cleaning with acetone. A constant adhesive thickness was guaranteed by placing nylon fishing lines between the adherents. Single lap joints tests showed that the joint resistance decrease with increasing adhesive thickness.

Orientador: Marcos Valério Ribeiro / Resumo: A utilização de materiais compósitos em componentes do setor aeronáutico vem crescendo muito nos últimos anos. Isso se deve ao fato destes materiais apresentarem boas propriedades mecânicas, aliadas a sua baixa massa específica. Dentre estes, os laminados metal fibra, são uma classe de materiais que vem ganhando destaque. Contudo seu emprego na maioria dos casos, requer a confecção de furos, algo que é muito complexo e pode causar danos ao material. Portanto, o objetivo desta pesquisa foi estudar o processo de furação em cheio de um laminado de metal fibra de alumínio 2024-T3/epóxi/fibra de vidro apoiado no alumínio 7075, aplicando diferentes parâmetros de usinagem para avaliar a influência na qualidade dos furos e o desgaste das ferramentas, correlacionando com a potência consumida, vibração, força de avanço, variações dimensionais nos furos e alteração das propriedades mecânicas do material. Para tal, o material foi processado via moldagem por compressão a quente e caracterizado por meio dos ensaios de cisalhamento interlaminar (ILSS), cisalhamento por compressão (CST) e Lap shear. Posteriormente, foram realizados processos de furação utilizando 4000, 6000 e 8000 rpm, bem como avanços de 0,05; 0,1 e 0,2 mm/rot. Após a análise dos resultados, pode-se concluir que os parâmetros influenciaram nos dados de potência, vibração e força de avanço, bem como houve variação significativa nos diâmetros obtidos, sendo que o melhor resultado ocorreu para combinação de 6000 rpm com 0,05mm... (Resumo completo, clicar acesso eletrônico abaixo) / Abstract: The use of composite materials in aeronautical components has been increased in the last years. This is due to these material presente good mechanical properties, allied with low specific mass. Among them, the fiber metal laminated (FML) are a class of materials that has been gaining prominence. However, its use in most cases requires the drilling of holes, which is very complex and can cause damage to the material. Therefore, the objective of this research was to study the conventional drilling process in aeronautical aluminum structures reinforced with fiber metal laminates. Applying different machining parameters, to evaluate the delamination and the wear tools, correlating with the power consumed, vibration, advance force, dimensional variations in the holes and variation of the mechanical properties on material. For this, the material was processed by hot compression molding and characterized by interlaminar shear stress (ILSS), compression shear test (CST) and Lap-shear. Afterwards, drilling processes were carried out using 4000, 6000 and 8000 rpm, as well as an advance of 0.05; 0.1 and 0.2 mm / rot. After the analysis of the results, it was possible to conclude that the parameters influenced the data of power, vibration and force of advance, as well as there was significant variation in the diameters obtained, being the best result occurred for a combination of 6000 rpm with 0,05mm / rot. It can also be stated that there is a tendency of shear strength of the Lap Shear... (Complete abstract click electronic access below) / Mestre

In last decades, there has been a relevant growth in the application of composite materials reinforced by fibers in the several industries, especially the aeronautical, automotive, construction and offshore structures segments. How the composites exhibit relationships stiffness/weight and resistance/high weight, and other interesting features compared with other materials, they have been increasingly used to replace conventional materials. The present work has as objective to develop a study about laminated polymeric composite tubes subjected to thermomechanical loads. The laminae are composed of polymeric matrix involving unidirectional long fiber reinforcement. The walls of the studied tubes present various lamination schemes and different constituent materials. The analyses are set by analytical formulations that permits obtaining the displacements, stresses and strains, as well as verification failures in the laminae. Different empirical and semi-empirical analytical models are used for failure analyses. Effects of thermomechanical loads, such as internal pressure, bending, and temperature changes are considered. The analyzed cases consist of tubes with walls comprised of several layers with different directions of fibers, some including laminae sand impregnated with resin. The results are also compared with other available in the literature. It is verified that the Tsai-Wu criterion provides superior results to the other two failure models used in the work, especially for angles greater than 50°. Moreover, this criterion obtained an inconsistent result in the analysis of the temperature effects for the laminae [+55°/−55°]2. / Fundação de Amparo a Pesquisa do Estado de Alagoas / Nas últimas décadas, houve um grande crescimento na aplicação de materiais compósitos reforçados por fibras em diversos setores, com destaque para os segmentos aeronáutico, automotivo, construção civil e de estruturas offshore. Como os referidos compósitos apresentam relações rigidez/peso e resistência/peso elevadas, além de outras características interessantes, em comparação com outros materiais, eles têm sido cada vez mais utilizados em substituição aos materiais convencionais. O presente trabalho tem como objetivo o desenvolvimento de um estudo sobre tubos de materiais compósitos poliméricos laminados submetidos a cargas termomecânicas. As lâminas são constituídas por uma matriz polimérica envolvendo fibras unidirecionais longas de reforço. As paredes dos tubos estudadas apresentam diferentes esquemas de laminação, podendo ser constituídas por diferentes materiais. As análises são feitas através de formulações analíticas que permitem a obtenção dos deslocamentos, tensões e deformações, assim como a verificação de falhas nas lâminas. Para a análise de falhas são empregados diferentes modelos analíticos empíricos e semiempíricos. Efeitos de cargas termomecânicas, tais como pressão interna, flexão e de variação de temperatura são considerados. Os casos analisados consistem de tubos com paredes constituídas por várias camadas com diferentes direções de fibras, alguns incluindo lâminas de areia impregnada com resina. Os resultados encontrados também são comparados com outros disponíveis na literatura. Verifica-se que o critério de Tsai-Wu fornece resultados superiores aos dos outros dois modelos de falha utilizados no trabalho, principalmente para ângulos superiores a 50°. Além disso, esse critério obteve resultado inconsistente na análise dos efeitos de temperatura para o laminado [+55°/−55°]2.