This work demonstrate the decision that lead the responsible team for the AL5 aircraft to recommend more dedicated study, on using composite materials on the constant section barrel of the fuselage, to the next design team. The recommendation where made after the mass comparison of a composite fuselage and an equivalent aluminum fuselage, both estimated through methodologies described on the books of Bruhn and Niu.

Historicamente, o alumínio tem sido o principal material usado na fabricação de aeronaves. Porém, os requisitos de peso e rigidez estrutural evoluíram de tal maneira que superaram a capacidade das convencionais ligas de alumínio. Como uma solução para suprir a grande exigência, a utilização de materiais compósitos vem sendo crescentemente adotada; caracterizando a maior revolução técnica desde o aparecimento do motor a jato, segundo muitos autores. Apesar da superioridade técnica já ser reconhecida há algumas décadas, a utilização de materiais compósitos em estruturas aeronáuticas era desmotivada pelo alto custo do material quando comparado com o alumínio. No entanto, o domínio da tecnologia de fabricação destes materiais também evoluiu causando uma considerável queda no preço de aquisição de tal matéria-prima. Além disso, como resultado de inúmeras pesquisas, avanços na automação da produção de estruturas em material compósito também fizeram com que o custo de fabricação caísse. Logo, a substituição das convencionais estruturas primárias de ligas metálicas por estruturas de material compósito está se mostrando bastante viável. É nesse contexto que este trabalho insere-se: uma asa de fibra de carbono é projetada em substituição a asa metálica de um "Very Light Jet"; além da convencional atenção com a redução de peso trazida pelo emprego do novo material, aspectos financeiros também são abordados visando mostrar se tal substituição é viável não só tecnicamente como também economicamente.

Esta dissertação apresenta o projeto preliminar e a análise estrutural por elementos finitos de uma roda em fibra de carbono com perfil aerodinâmico de uma aeronave da categoria jato regional, juntamente com seus componentes, como rolamentos e chavetas de transmissão de força de frenagem. Será descrito o perfil aerodinâmico das hélices, assim como a geometria da roda e os materiais selecionados. Considerações térmicas e aerodinâmicas a respeito da roda também serão levadas em conta, assim como um pré-dimensionamento do freio. Este projeto tem como diretrizes principais os requisitos FAR/JAR/RBHA 21 e 25. O carregamento aplicado nas análises leva em conta o peso da aeronave, cargas de frenagem e aspectos pontuais, assim como as cargas nas abas da roda. A análise por elementos finitos usa ferramentas computacionais para o projeto da roda, para a geração da sua malha (CATIA V5R16), para o processamento dos dados (NASTRAN e CATIA V5R16) e análise dos resultados (NASTRAN e CATIA V5R16), obtendo assim os valores preliminares das tensões, índices de falha e suas margens de segurança.

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.

Na atualidade há uma busca por novos materiais para a fabricação da estrutura das aeronaves como meio de gerar melhorias tanto na manufatura como na manutenção das mesmas. Os materiais compostos, entre eles os compósitos de fibra de carbono, são materiais que acrescentam as características esperadas quando comparados aos metais. Contudo, os materiais compostos não são bons condutores de eletricidade e desta forma uma atenção deve ser dada para as conseqüências de incidências de descargas atmosféricas em aviões que são constituídos destes materiais. Este trabalho avalia a ocorrência de centelhamento em junções de compósito de fibra de carbono encontradas nas asas de uma aeronave quando da passagem de uma corrente de alta intensidade proveniente de uma incidência direta de uma descarga atmosférica. Para alcançar os resultados desejados os parâmetros da corrente de descarga são avaliados na teoria e na prática.

A utilização de material composto nas estruturas primárias de aeronaves vem se destacando cada vez mais, devido, especialmente, às seguintes vantagens em relação ao uso de materiais metálicos: (a) redução de peso, (b) ganhos em rigidez e (c) resistência a fadigas. Em virtude deste diferencial, o material composto está se confirmando como tendência no mercado aeronáutico, devendo assim, receber uma atenção especial em seu processo produtivo. Nesse sentido, tornou-se necessário o mapeamento do processo de fabricação de Material Composto, e após identificar seus gargalos, tornou-se primordial a análise de métodos voltados para a robustez e flexibilidade, a fim de garantir a otimização desses recursos restritivos de capacidade, eliminando desperdícios e reduzindo em mais de 70% o tempo de ciclo do Cone de Cauda do Phenom 100, podendo assim, instituir a padronização de informações e disseminar seus conceitos a toda área de Montagem de Material Composto na Embraer.

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.

Este trabalho tem como objetivo investigar a estabilidade de painéis de compósitos através do cálculo da sua tensão de colapso e da eficiência estrutural. Adicionalmente, faz-se uma análise de sensibilidade para investigar como algumas variáveis do painel influenciam sua carga de flambagem. Apresenta-se o modelo em elementos finitos que foi construído para suportar as análises, detalhando o tipo de elemento, as propriedades, carregamento utilizado, condições de contorno e estudo de convergência da malha. Em seguida apresenta-se o cálculo da tensão de colapso e da eficiência estrutural do painel base desse trabalho. Além disso, calcula-se a tensão de colapso e a eficiência de um painel de compósito construído com as dimensões ótimas obtidas por outro autor (no caso de painéis metálicos integrais usinados) e também de um painel metálico com as mesmas dimensões desse painel de compósito. Por fim, mostra-se a análise de sensibilidade, evidenciando como algumas variáveis do problema, relativas à geometria e laminados, influenciam a eficiência do painel à flambagem. Ao comparar a eficiência estrutural do painel de compósito base desse trabalho com a eficiência do painel de compósito com as dimensões ótimas obtidas por outro autor, verifica-se que o segundo painel tem uma eficiência maior que a do painel base. Fazendo a mesma comparação entre o painel de compósito com as dimensões ótimas e o painel equivalente em alumínio, percebe-se que o painel de compósito é mais eficiente que o de metal. Com relação à análise de sensibilidade, seus resultados mostram-se bastante úteis em uma fase de pré-dimensionamento, pois fornecem subsídios para as definições preliminares da estrutura.