O presente trabalho aborda o processamento e caracterização de um compósito híbrido obtido a partir da combinação de lâminas de titânio com pré-impregnados de fibra de carbono e epóxi. Atualmente, os compósitos híbridos vêm sendo amplamente estudados, devido a suas propriedades dinâmico-mecânicas específicas excepcionais. Como contribuições deste trabalho para o tema, têm-se um estudo sobre a preparação das matérias-primas e avaliação processamento do compósito por meio de ensaios de rugosidade, calorimetria exploratória diferencial (DSC), análise termogravimétrica (TGA), microscopia óptica e verificação de massa específica. Também foram realizadas caracterizações por meio de ensaio de resistência à tração, resistência ao cisalhamento interlaminar (ILSS), resistência ao cisalhamento com entalhe em V (Iosipescu) e ensaio de vibração livre. Adicionalmente é apresentado o comportamento em vibração livre do material após sofrer condicionamento higrotérmico. Os resultados das propriedades mecânicas para o compósito híbrido titânio/fibra de carbono/epóxi são comparados com as calculadas das predições a partir da regra das misturas e com valores de propriedades de compósitos da mesma família, como o GLARE e o CARALL . Como resultado, o compósito estudado apresenta propriedades excepcionalmente superiores quando comparados com o GLARE e CARALL, tornando-se um material candidato para aplicações estruturais na indústria aeroespacial.

Neste trabalho é desenvolvido um modelo de blindagem balística mista composta por uma parte cerâmica (alumina), e uma parte de compósito (polietileno de ultra alto peso molecular). Paralelamente, também foi modelada a munição à qual a blindagem objetiva proteger. O modelo foi aplicado a alvos compostos somente da base de polietileno de ultra alto peso molecular, e a alvos mistos contendo cerâmica e compósito. Quando a blindagem apresentou uma V50, velocidade com 50% de chance de penetração, da ordem de 700m/s, a simulação obteve erros inferiores a 5%. Já quando a blindagem apresentou uma V50 mais baixa, cerca de 500m/s, a simulação obteve erros maiores, superiores a 15%, mas mesmo assim foi possível prever que a blindagem não era eficiente para esse tipo de solicitação.

Neste trabalho foi feita uma análise das reações entre titânio e hidroxiapatita, processados por metalurgia do pó. A sinterização simultânea da mistura mostrou que os elementos titânio e cálcio são bastante reativos formando várias fases identificadas por difração de raios-X. A hidroxiapatita decompõe-se em outros fosfatos de cálcio de pouca cristalinidade, e o cálcio liberado reage formando titanato de cálcio (CaTiO3). Estas fases são desfavoráveis à obtenção do compósito por sua solubilidade ser maior que a dos materiais empregados. Outra fase encontrada foi fosfato de titânio presente em temperaturas elevadas como nas amostras sinterizadas a 1100C. As amostras sinterizadas da mistura Ti/HA revelam a dificuldade em obter um compósito, o que também é observado na literatura. O objetivo do trabalho foi evitar a decomposição da hidroxiapatita, e desta maneira, a formação de fases indesejáveis que comprometam a obtenção do compósito Ti/HA. O recurso inovador deste trabalho é a aplicação do fosfato de titânio, que foi obtido por reação de precipitação e modificado com íons de magnésio e cálcio. O precursor deste fosfato é o hidrogeno fosfato de titânio, um trocador iônico que, devido a sua estabilidade química e configuração estrutural, possibilitou a introdução destes íons a sua estrutura sem se alterar. Os resultados mostraram que o fosfato de titânio com magnésio aplicado como interface entre o titânio e a hidroxiapatita evita a decomposição da hidroxiapatita. Assim obteve-se o compósito sinterizado de matriz de titânio com cobertura cerâmica nas temperaturas de 950C a 1100C. Desta forma, conclui-se que a interface de fosfato de titânio com magnésio possibilita a sinterização simultânea do titânio e da hidroxiapatita, sem a formação de fases indesejáveis.

O desenvolvimento de novos materiais mais leves e superiores aos existentes tem sido destaque tecnológico pelas inovações que vem sendo implementadas no segmento aeronáutico e espacial. A grande variedade de materiais derivados de carbono, incluindo a grafite expandida, são utilizados em muitas aplicações da ciência, tecnologia e indústria. Este tipo de grafite oriunda da grafite natural possui a capacidade de conformação sem adição de qualquer tipo de ligante produzindo assim um material sólido e coeso com baixa massa específica. Este trabalho visa a confecção de placas obtidas por compactação de grafite expandida e a caracterização das mesmas. As caracterizações feitas do material resultante são: massa específica, resistividade elétrica e condutividade térmica. A pressão aplicada determina a massa específica aparente do material produzido, a correlação entre estas variáveis foi definida experimentalmente. O tratamento térmico dos compostos de grafite intercalada (CGIs) também foi estudado e foram determinados os valores adequados das variáveis de processo para este tratamento. Dados das propriedades intrínsecas dos materiais obtidos por compactação de grafite expandida, como por exemplo resistividade elétrica e condutividade térmica, são basicamente relatados em patentes publicadas e os dados são limitados as propriedades da aplicação para a qual o material foi desenvolvido. Diante disso a pesquisa de caracterização térmica e elétrica assim como a confecção de placas obtidas por compactação de grafite expandida se faz necessária.

Este trabalho apresenta resultados do estudo experimental de propulsão por ablação laser em alvos sólidos. O empuxo foi quantificado através da transferência de momento devido à formação de plasma por pulsos de laser focalizados na superfície de alvos. As medidas de momento transferido para os alvos foram obtidas através de um pêndulo balístico no qual os alvos foram fixados. O conjunto de pêndulo e alvo foi condicionado no interior de uma câmara de vácuo, simulando uma atmosfera rarefeita. Os pulsos de laser foram focalizados na superfície dos alvos, fazendo oscilar o pêndulo. Este movimento foi filmado por uma câmera CCD. O filme foi analisado quadro a quadro, fornecendo a trajetória do pêndulo e, da análise desta trajetória foi obtido o impulso transferido ao alvo. O laser utilizado foi um CO2-TEA, que gera pulsos com energias da ordem de 1 J, com duração à meia altura de 75 ns. Os alvos utilizados foram de grafite e carbono vítreo, que, embora tenham a mesma constituição química, apresentam morfologias diferentes. Nas condições experimentais desse trabalho, o coeficiente de transferência obtido foi da ordem de 3,5×10-4 N.s/J para o grafite e da ordem de 6×10-4 N.s/J para o carbono vítreo. A transferência de momento para o carbono vítreo mostrou-se mais eficiente que para o grafite, o que indica que a propulsão por ablação a laser depende não somente do material utilizado, mas também na forma que este material é compactado ou condicionado.

Este trabalho visa comparar duas concepções de fuselagens para aeronave regional de 30 passageiros. Dois conceitos foram analisados: uma fuselagem de material composto fabricada segundo o conceito SOFI (Stringer Outside Frame Inside) e uma de alumínio convencional semi-monocoque. As duas fuselagens foram pré-dimensionadas para atenderem requisitos de tensões e estabilidade estática. Os resultados foram avaliados também com o uso de um programa de elementos finidos. Fixadas as duas configurações foram estimados ambos os pesos estruturais e comparados. A fuselagem de material composto apresentou uma diminuição de peso de 8% em comparação à fuselagem de alumínio convencional e por isto pode-se considerar como uma alternativa valida para redução de peso estrutural.

This study presents a new methodology developed for an analytical model of a composite fuselage. It presents also finite element analyses of the same composite fuselage and the results comparison of both studies. This comparison shows that the results of both studies present very good correlation for the least weight combinations of composite stacking sequence and prove the applicability of the analytical model methodology. Still using finite element analyses, the study also presents a weight comparison between a composite fuselage and an aluminum alloy fuselage. This comparison shows the weight reduction which the fuselage achieves through the use of composite materials.

Dispositivos para ensaio de painéis reforçados construídos em materiais compósitos de carbono-epóxi representativos de fuselagens de aviões comerciais são discutidos e analisados. Por meio de simulação numérica no software de elementos finitos ABAQUS versão 6.5-1, é investigado o comportamento dessa configuração estrutural carregada em cisalhamento e flexão no plano a cargas acima da crítica de flambagem e até o colapso estrutural. As simulações oferecem então subsídio para a definição e o dimensionamento de um dispositivo de ensaio.

Esse trabalho apresenta um procedimento de projeto para obtenção de estruturas típicas em aplicações aeronáuticas otimizadas satisfazendo simultaneamente dois critérios: carga de flambagem máxima e freqüência fundamental máxima. As estruturas projetadas estão sujeitas a carregamentos incertos ou não uniformes. Para a representação do carregamento não uniforme utiliza-se uma metodologia de extração de carregamentos auto-equilibrados a partir dos carregamentos físicos que atuam na estrutura. O carregamento auto-equilibrado é definido usando alguns pontos de controle de carga localizados nos contornos da estrutura. O carregamento auto-equilibrado é descrito usando funções lineares por parte. A abordagem matemática do projeto envolve a solução de problemas de otimização "minimax" em dois níveis e simultâneos. Utiliza-se a estratégia minimax com o intuito de se obter o melhor projeto para a pior condição de carregamento. O processo de otimização envolve também o método de Powell e um loop externo de otimização de massa. O loop externo de otimização de massa torna possível ajustar a massa da estrutura de acordo com especificações de projeto e margens de segurança adotadas. As variáveis de projeto da otimização são propriedades geométricas de estruturas e/ou ângulos de orientação das camadas (em estruturas de material compósito). No entanto, em otimizações que utilizam ângulos de orientação das camadas, é necessário utilizar parâmetros de laminação com o intuito de manter a convexidade do problema. Uma nova definição dos parâmetros de laminação foi adotada para aumentar a aplicabilidade do procedimento.

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.