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.

Este trabalho visa analisar três diferentes famílias de compósitos laminados de fita unidirecional contínua de fibra de carbono com módulo de elasticidade nominal de 241 GPa, pré-impregnada com resina epóxi modificada de cura a 180C, em ensaios dinâmico-mecânicos de flexão em três pontos, pelo uso de um analisador térmico dinâmico-mecânico (DMA). Os ensaios foram realizados em espectro de freqüências entre 0,1 Hz e 100 Hz. Ênfase foi dada na determinação da temperatura de transição vítrea Tg onset, comparando-a com os valores das Tg obtidas pelos máximos do módulo de perda e de tan d. Curvas mestras também foram construídas analiticamente para as diferentes famílias de laminados. A análise dos resultados obtidos mostra que os valores de Tg onset variaram de 186C a 202C, em função do aumento da freqüência de 0,1 Hz a 100 Hz, análise esta explicada pelo comportamento viscoelástico da resina. A comparação dos resultados mostra que a absorção de umidade do ambiente, em condicionamento higrotérmico involuntário, afetou de maneira significativa os valores de Tg onset, com reduções de cerca de 40C. Curvas mestras das amostras de laminados Zero com fibras transversais, direção dominante pelo sistema de resina, mostram para um espectro amplo de freqüências, que à medida que aumenta a temperatura de referência de 25C para 176C, a curva é deslocada para a direita e espera-se para freqüências inferiores a 100 Hz uma queda acentuada do módulo de armazenamento em flexão E'. Por outro lado, curvas mestras dos laminados mais balanceados, tais como das famílias Fuselagem e Revestimento de Asa, quase-isotrópico, mostram variação menor que 10% do módulo de armazenamento em flexão na faixa de freqüências de 100 Hz a 10-7 Hz, esta última freqüência equivalente a um período de aproximadamente 115 dias, para as temperaturas de referência de 25C e 80C.

O uso de materiais compósitos em estruturas aeronáuticas pode proporcionar algumas vantagens, tais como redução do peso e conseqüente redução no consumo de combustível, e redução do custo de manutenção. Estas vantagens estimulam o aumento da utilização de materiais compósitos e o desenvolvimento de técnicas para repará-los. O dimensionamento e análise dos reparos em estruturas aeronáuticas, visando estimar o comportamento elástico e a resistência, são desejáveis para redução de custo de ensaios e aumentar a segurança destas estruturas. O trabalho a seguir tem como objetivo avaliar um modelo analítico de reparo/junta, onde os aderentes são modelados como vigas ou placas em flexão cilíndrica e são consideradas como laminados ortotrópicos, modelados pela teoria clássica de laminados, e o adesivo é modelado como molas em cisalhamento e em tração ou compressão. Neste modelo as equações de equilíbrio são baseadas no equilíbrio de forças diferenciais considerando o equilíbrio dos elementos dentro e fora da junta. Os carregamentos podem ser escolhidos de forma arbitrária. Os resultados, carregamento versus deformações (comportamento elástico), serão comparados com outro modelo analítico onde o adesivo é modelado considerando apenas seu cisalhamento, e com resultados de modelos de elementos finitos computados utilizando o programa MSC.NASTRAN.

In the analysis of composite beams (laminate or sandwiches), sometimes it is very important to estimate the effect of the transverse shear (direction z). Many works about this theme were already developed (beam and plate theories, Zig-Zag theories, full three-dimensional approaches), each one with its own advantages and disadvantages (intrinsic inaccuracy, large number of degree of freedom, great computational effort). A point to observe is that those theories, in general, are unable to solve problems involving highly located effects, such as those associated to free-edges, cut-outs and concentrated loads. In those cases the most appropriate strategy is, probably, to adopt a global-local solution where the global response is calculated being used of beam theories and then, in the required regions, a detailed local solution is obtained using three dimensional approaches. The main concern, in a global solution, is to find a theory sufficiently robust and relatively easy of being applied that allows to evaluate the value of this stress, with a certain degree of precision. It should be observed that is practically impossible to obtain any experimental results that sustain a mathematical development, except in particular cases. In this work, aiming the application in a global solution and using a novel theory for laminated composite beam, it was developed a finite element beam model which showed to be very accurate. A cantilever sandwich beam was used to compare the results from two models: the first obtained from the developed beam element (mesh with 10 elements) and the second obtained using a fine two-dimensional FEM mesh (8000 elements), solved by the commercial finite-element code MSC NASTRAN. The differences between the results, at the worst case (on the fixed edge), were less then 10%.

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.

Este trabalho pretende mostrar uma comparação entre diversos critérios de previsão de falha em juntas mecânicas de laminados de compósito. A maioria dos critérios atualmente utilizados é baseada em estudos do final da década de 80 ao início dos anos 90. Portanto, são critérios desenvolvidos quando os recursos computacionais eram muito limitados em comparação com os recursos disponíveis atualmente. Neste trabalho é feita uma análise computacional utilizando modelo de placa de elementos finitos com não-linearidades de contato e de material utilizando o software Abaqus, situação inviável à época em que os critérios foram propostos. Uma comparação entre qualidade de resultado, modelagem teórica, custo computacional e previsão de modo de falha é apresentada.

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.

Este trabalho investiga a aplicação de algoritmos genéticos no projeto estrutural preliminar de uma asa fabricada com materiais compósitos. O objetivo desta otimização é basicamente a minimização do peso estrutural, sujeito às restrições de projeto de carga crítica de flambagem e índice de falha dos laminados (HILL). As variáveis de projeto são classificadas em variáveis de dimensionamento (230 variáveis) e variáveis geométricas (47 variáveis). As variáveis de dimensionamento dos revestimentos, das longarinas e das nervuras da asa são as direções principais dos laminados, o número de camadas a 0, 90, -45 e +45 e a seqüência de laminação. Entre as variáveis geométricas estão as posições das nervuras com relação à raiz da asa na direção da envergadura e os ângulos das nervuras em relação ao eixo longitudinal do avião. A seqüência de laminação utilizada é consistente com o processo de fabricação por "Automatic Tape Laying" - ATL. É proposto um novo processo de otimização onde as etapas de projeto em CAD e o processamento da geometria obtida em CAE (processadores de malha de elementos finitos), visando geração de malhas, são substituídas por um gerador de malhas programado em "Visual Basic for Applications" - VBA, integrado ao "Microsoft Excel ". Este novo processo acelera a análise dos indivíduos permitindo maior rapidez na evolução do algoritmo genético. Quanto à estratégia de otimização, esta foi voltada para redução do tempo computacional. Malhas muito refinadas inviabilizam a aplicação do algoritmo em problemas com muitas variáveis, pois o número de iterações para a convergência aumenta muito com o número de variáveis. Para minimizar este problema se utilizou uma estratégia de otimização onde as malhas de elementos finitos tem seu refinamento variável. Nas primeiras gerações da otimização as malhas são mais grosseiras, permitindo boa exploração do espaço amostral sem aumento significativo do custo computacional. Na medida que a otimização vai convergindo a malha passa a ser mais refinada, possibilitando obtenção de resultados mais confiáveis ao fim da otimização.Além do refinamento progressivo utilizou-se da separação de variáveis para dar mais eficiência ao processo de otimização. Variáveis associadas somente aos laminados foram otimizadas em série com a otimização das variáveis associadas somente à geometria. Este processo de separação das variáveis em subproblemas mostrou-se bastante eficiente já que evita o agrupamento em um mesmo problema de variáveis de naturezas tão diferentes, além de permitir processamento com número reduzido de variáveis em cada etapa. Na etapa de otimização dos laminados se buscou a minimização do peso estrutural, enquanto na etapa de otimização do posicionamento das nervuras buscou-se a maximização do fator de carga crítica de flambagem. Após o estudo detalhado da influência dos parâmetros do algoritmo genético no comportamento da otimização foi possível a criação de diretrizes àqueles que buscam maior eficiência (menor custo computacional) em uma otimização qualquer.

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.

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.