Uma formulação de cascas finas junto com a teoria clássica de materiais compósitos, é apresentada. A aplicação é feita para flambagem de cascas cilíndricas laminadas sujeitas a cargas axiais. O problema de autovalor foi formulado e os casos críticos para vários valores de semi-ondas na direção axial e semi-ondas na direção circunferencial são apresentados. Os resultados obtidos são comparados com soluções analíticas, com outros resultados numéricos e com o programa Nastran aplicado para elementos de flexão incompletos que não satisfazem a continuidade C1.

Para a indústria aeronáutica, os materiais compósitos são considerados materiais estratégicos, pois permitem redução de peso estrutural da aeronave mantendo desempenho mecânico exigido para suportar as diversas situações de carregamento mecânico. Porém, as estruturas fabricadas em materiais compósitos estão sujeitas a uma série de defeitos capazes de reduzir o desempenho mecânico da estrutura, dentre eles a porosidade. Portanto, torna-se necessário adotar técnicas de avaliação para certificar a qualidade da estrutura e de ferramentas que permitam avaliar qualitativa e quantitativamente os limites aceitáveis de defeitos. O principal objetivo do presente trabalho é avaliar os efeitos da porosidade na resistência ao cisalhamento e nas propriedades dinâmicas de compósitos de fibra de carbono/resina epóxi. Compósitos com diferentes níveis de porosidade foram obtidos através do processo de laminação manual e cura em autoclave, variando-se a pressão de cura. O nível de porosidade dos compósitos foi medido pela técnica de ultra-som. A influência do nível de porosidade nas propriedades dos compósitos foi medida por meio de ensaios destrutivos e não destrutivos. O método não destrutivo envolveu a medida da resistência ao cisalhamento dos compósitos, onde foram utilizados dois métodos de ensaio, Interlaminar e Iosipescu. Os resultados foram analisados através de correlação entre o coeficiente de atenuação e a resistência ao cisalhamento utilizando o critério de falha de Mar-Lin modificado. O método não-destrutivo envolveu a avaliação de propriedades dinâmico-mecânicas. As propriedades dinâmicas foram determinadas através do ensaio de vibração livre amortecida de vigas (sistema engastado-livre) com as diferentes frações volumétricas de vazios para avaliação dos efeitos da porosidade no módulo dinâmico e do amortecimento. Os resultados mostraram que a porosidade não afeta significativamente o módulo dinâmico, porém influi no amortecimento, podendo ser este um parâmetro para monitoramento do nível de porosidade de compósitos, ainda que seja um parâmetro dependente da configuração do compósito.

Tensões residuais provenientes da fabricação estão sempre presentes em laminados de material compósito polimérico afetando adversamente a resistência e o comportamento elástico de tal tipo de estrutura. Ao invés dos efeitos deletérios, as tensões residuais podem ser intencionalmente introduzidas para melhorar a resposta estrutural. No entanto, a implementação prática deste conceito depende fortemente da determinação precisa da magnitude do campo de tensões residuais no laminado. O estudo da variação da curvatura de laminados não-simétricos em função da temperatura permite a determinação indireta das tensões residuais e a caracterização do comportamento termomecânico do material. No presente trabalho, um método experimental baseado no uso de uma câmara fotográfica digital, técnicas de processamento de imagens, e uma câmara de ensaios climáticos é proposto para realizar tais estudos. O método é utilizado em experimentos restritos a um intervalo onde os efeitos da temperatura nas propriedades do material podem ser negligenciados. Os dados experimentais obtidos são usados para o ajuste de resultados de simulação provenientes de modelos elásticos onde fatores com alto grau de incerteza e de difícil determinação, como as variações das propriedades do material com tempo, temperatura e umidade, além da falta de homogeneidade do laminado, não são considerados. O uso do ponto onde a curva curvatura-temperatura ajustada cruza o eixo da temperatura como base para um procedimento que permita uma determinação mais precisa das tensões residuais é apresentado e discutido. Como contribuição, o trabalho demonstra a eficácia do método de medida por processamento digital de imagens, descreve um procedimento experimental para caracterização do comportamento termomecânico de laminados em material compósito, apresenta um tratamento para a determinação precisa das tensões residuais em laminados não-simétricos e discute a aplicação do método de medida como uma ferramenta para a avaliação das tensões residuais em laminados simétricos.

Compósitos de matriz polimérica reforçados com fibra de boro, de vidro, de aramida e de carbono estão sendo progressivamente empregados em aeronaves, mísseis e veículos espaciais com o intuito de reduzir massa e aumentar a estabilidade dimensional destas peças em diferentes faixas de temperatura e resistência ao impacto. Há uma crescente necessidade em aplicações civis e militares para materiais compósitos os quais tem características estruturais excelentes, aliada à boa resistência à penetração e alongamento após impacto. Este trabalho teve por finalidade mostrar quais são os principais materiais compósitos, aplicados em painéis balísticos, as principais técnicas de processamento e avaliar sua resistência ao impacto. Um exemplo prático de aplicação foi estudado analisando propriedades balísticas e de resistência à penetração de painéis utilizados para blindagem da porta de acesso à cabine dos pilotos de aeronaves de passageiros. Além do requisito balístico a porta tem a menor massa possível, pois se utilizou materiais compósitos de ultima geração como painel balístico laminado e autoclavado apresentando alta elongação e alto teor de fibras. Foi demonstrado quais materiais, processos de fabricação e ensaios foram utilizados para confecção do modelo de porta reforçada que hoje está em produção e equipando aeronaves comerciais nos quatro cantos do mundo.

O presente trabalho aborda a determinação das constantes elásticas de materiais compósitos estruturais de uso aeronáutico por meio de ensaios de vibração. O primeiro corresponde ao ensaio de vibração livre amortecida de vigas (ASTM E-756) que forneceu as freqüências naturais e os fatores de amortecimento por meio de seus gráficos da função de resposta no tempo. Foram calculados os módulos dinâmicos para um compósito de fibras de carbono/resina epóxi, em corpos-de-prova obtidos por meio de diferentes ângulos de corte no mesmo, e para compósitos de fibras de carbono/resina epóxi, obtidos com tecido tipo plano, com frações em volume de fibras de carbono de 53% e 57%. Compósitos híbridos metal/reforço/resina, do tipo ARALL, CARALL, e GLARE também foram analisados pelo método de vibração livre de vigas. No segundo método, as constantes elásticas foram obtidas pelo ensaio de vibração livre para placas. Nesse caso, uma placa de compósito alumínio/ fibra de carbono/ resina epóxi (CARALL) foi avaliada pelo método de vibração livre, onde as freqüências naturais para os seis primeiros modos de vibração foram obtidas. As freqüências numéricas para esta placa com dimensões de área (2-D) e sem restrições de movimento foram modeladas pelo método dos elementos finitos, utilizando o aplicativo computacional ANSYS 7.0. De posse das freqüências experimentais e numéricas foi implementado um processo de otimização em linguagem própria contida em sub-rotina do ANSYS. A otimização resultou em quatro constantes elásticas (E1, E2, G12 e n12). O mesmo procedimento foi utilizado para uma placa de compósito de fibras de carbono/epóxi, com reforço tipo plano. Os resultados obtidos de testes de vibração foram também comparados com valores obtidos por meio de micromecânica de compósitos.

Um estudo de otimização para a carga de flambagem em placas de materiais compostos sob combinações de carregamentos incertos é apresentada nesse trabalho. No presente estudo, ao contrário da otimização tradicional de flambagem, os casos de carregamentos aplicados não são fixos, as combinações de carregamentos são assumidas como incertas e são incorporadas como variáveis de projeto na formulação do problema de otimização. Utilizando-se a estratégia minimax mostra-se que para finalidades de otimização com funções-objetivo convexas, como por exemplo, a carga de flambagem, é suficiente considerar apenas as cargas que definem os vértices do conjunto de carregamentos aplicáveis. São consideradas placas retangulares de espessura variável sujeitas a carregamentos mecânicos arbitrários, compressões normais e de cisalhamento, definidos nas extremidades das placas, que operam em uma escala de temperatura dada, gerando tensões residuais térmicas. Observa-se que as placas podem ser altamente sensíveis aos carregamentos térmicos. Supõe-se que a distribuição de carregamento mecânico é arbitrariamente linear por partes e que a temperatura de operação está dentro da escala especificada, sendo as combinações de carregamentos auto-equilibrantes. A consideração de um grau de incerteza nos carregamentos mecânicos fornece projetos ótimos que são insensíveis a perturbações e/ou casualidades nos carregamentos aplicados. Os resultados para casos simples de placas demonstram a eficácia da estratégia proposta e o risco de utilizar projetos de estruturas em material composto sensíveis às variações nos carregamentos térmicos e mecânicos.

Este trabalho apresenta os resultados obtidos para carga crítica de flambagem de placas de material composto laminado com duas bordas engastadas e duas bordas simplesmente apoiadas sujeitas a diversas combinações de carregamento. A carga crítica ée obtida através do método de Rayleigh-Ritz, utilizando uma série polinomial e uma senoidal. Foi desenvolvido um programa computacional para que os resultados numéricos fossem obtidos. Os resultados numéricos são analisados e discutidos, e são comparados com resultados apresentados pelo ESDU (Engineering Science Data Unit) e com aproximações obtidas por elementos finitos.

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.

Quando materiais compósitos são fabricados a altas temperaturas e posteriormente resfriados à temperatura ambiente, aparecem nos materiais tensões residuais térmicas. Este estado de tensões sempre persiste no material e pode influenciar significativamente nas propriedades elásticas e de resistência da estrutura. O presente trabalho tem como objetivo avaliar de forma experimental o efeito das tensões residuais térmicas nas propriedades elásticas de laminados simétricos reforçados. A pesquisa é focada na análise de placas quadradas de carbono/epóxi nas quais foram colados de forma simétrica reforçadores com diferentes geometrias (em forma de quadro, longitudinal e diagonal). Estes reforços foram colados seguindo duas metodologias diferentes. A primeira metodologia consistiu em colar os reforçadores nas placas à temperatura ambiente. A segunda metodologia consistiu em co-curar os reforçadores à temperatura de 177oC (cura). O trabalho experimental baseou-se na realização de ensaios de flexibilidade, vibração livre e flambagem. Para os ensaios de flexibilidade foi aplicada a técnica de topogrametria, a qual permite determinar com exatidão o valor dos deslocamentos fora do plano quando uma força estática transversal é aplicada. Nos ensaios de vibração livre, foram determinadas as freqüências naturais de vibração mediante o uso de um analisador de sinais dinâmicos. Já os testes de flambagem e pós-flambagem foram realizados aplicando uma força de compressão utilizando uma máquina universal de ensaios INSTRON. Os deslocamentos transversais produzidos pela aplicação do carregamento foram obtidos com auxílio da topogrametria. Todos os resultados experimentais foram comparados com resultados numéricos obtidos com auxílio do software comercial ABAQUS. Os resultados comprovam a influência das tensões térmicas residuais nas propriedades elásticas estudadas, assim como a influência da geometria do reforço utilizado na fabricação das placas.

Este trabalho tem como objetivo a definição dos materiais, processos de fabricação e layout estrutural do leme de uma aeronave executiva/corporativa de longo alcance, derivada do jato da EMBRAER EMB-195. O trabalho contempla um estudo da influência do layout estrutural do leme em material compósito sobre as propriedades estruturais de flambagem, índice de falha e deslocamentos da estrutura, utilizando-se ferramentas computacionais de modelagem e de análise estrutural. Foram consideradas uma configuração utilizando o processo de fabricação pelo método one-shot e outra configuração com fabricação por rebitagem. Concluiu-se que a configuração que utiliza o método one-shot apresenta peso e custo de produção inferiores, sendo a mais adequada para aplicação na aeronave em questão.