Os explosivos compósitos desenvolvidos no CTA utilizam HMX, que pode existir em 4 formas polimórficas denominadas a, b, g e d. O HMX produzido no IAE cristaliza-se na forma a, que é mais sensível ao atrito e choque durante o manuseio, sendo necessário a recristalização para a forma b-HMX, que é a forma mais estável para utilização. Neste trabalho foi feita a caracterização do b-HMX, quanto a pureza, forma cristalina e formato em várias granulometrias, com a utilização das técnicas Cromatografia líquida de alta eficiência (HPLC), Espectroscopia no infravermelho com transformada de Fourier (FTIR), Microscopia ótica, Calorimetria exploratória diferencial (DSC), Microscopia eletrônica de varredura (MEV) e Difração de raios-X. Foi observado que o tamanho da partícula e sua distribuição afetam a temperatura da transição bd-HMX medida por DSC, sendo que quanto mais fina a granulometria mais alta a temperatura da transição. A microscopia ótica e MEV mostraram que as frações não são uniformes quanto ao tamanho e o formato das partículas, com a existência de partículas mal formadas, "clusters". A análise DSC mostrou que o comportamento do "cluster" é diferente dos cristais pequenos, obtendo a transição em temperatura mais baixa do que cristais maiores. MEV mostrou que após a conversão para forma d, as partículas maiores apresentam trincas , o que pode explicar picos múltiplos observados no DSC. O efeito da granulometria sobre a decomposição acompanhou o efeito sobre a transição cristalina, embora de forma pouco significativa.

Neste trabalho um programa experimental foi desenvolvido para caracterizar o comportamento não-linear, dependente do tempo de um compósito de carbono/epoxy com matriz modificada pela adição de partículas de borracha. O objetivo principal foi a obtenção de equações constitutivas para camadas inidirecionais do compósito sob estado plano de tensão que levem em consideração o efeito de nível de tensão e de danos na resposta dependente do tempo. Equações constitutivas viscoelásticas não-lineares propostas por Schapery foram selecionadas para representar o comportamento do material. Estas equações, originalmente propostas para representar o comportamento de materiais mecanicamente condicionados, foram extendidas, neste trabalho, para representar o comportamento dependente do tempo em compósitos poliméricos com crescimento de dano. Não-linearidades decorrentes de danos e viscoelasticidade foram incorporados aos parâmetros do modelo e um procedimento foi proposto para separar esses efeitos, permitindo o uso da teoria na presença de crescimento de dano. Com esse procedimento a simplicidade das equações constitutivas foi preservada e nenhum procedimento experimental adicional foi necessário. A maioria dos trabalhos sobre viscoelasticidade de compósitos baseia-se na resposta de materiais mecanicamente condicionados. O procedimento original proposto neste trabalho inclui efeitos de crescimento de dano e foi avaliado com testes de creep e recovery. Testes com taxa de carregamento constante foram também utilizados com a finalidade de validar a teoria para diferentes histórias de carregamento. Apesar de sua importância, a disponibilidade de dados sobre o comportamento dependente do tempo de compósitos de carbono/epóxi com matriz modificada ainda é bastante limitada. Devido aos complexos mecanismos de dano que se desenvolvem durante o carregamento, compósitos com matriz modificada representam uma verificação crítica da validade de extender o uso das equações constitutivas para representar comportamento com crescimento de dano.

Este estudo desenvolve um conceito para projetar e fabricar próteses armazenadoras de energia tentando simplificar o processo produtivo destas próteses. Este conceito contém três passos básicos: identificação de parâmetros de projeto, análise computacional e testes. Os parâmetros mais relevantes e os compromissos de projeto utilizados são descritos em detalhe. O comportamento não linear da prótese bem como os resultados de análise via elementos finitos são mostrados, bem como os resultados de testes de campo e em laboratório. A metodologia proposta foi aplicada com sucesso para a produção de protótipos utilizando materiais compósitos. Conclusões são mostradas e sugestões de trabalhos futuros são mostradas.

O uso de materiais compósitos poliméricos na construção de aeronaves é cada vez mais intenso. Com isto, a possibilidade de ocorrer uma falha em serviço de uma peça fabricada com este material torna-se cada vez maior. A análise de falhas de materiais compósitos ainda é um tema pouco explorado, principalmente no Brasil, porém tem se tornado cada vez mais importante, em apoio à área de prevenção e investigação de acidentes aeronáuticos. Este trabalho visa caracterizar as fraturas de laminados de fita unidirecional de fibra de carbono de módulo intermediário com resina epóxi modificada, tipo 8552, em ensaios mecânicos de tração longitudinal e transversal e cisalhamento interlaminar. Parte das amostras de laminados foi submetida ao condicionamento higrotérmico, em situação de temperatura e umidade controladas, de modo a determinar a influência desses parâmetros nas propriedades mecânicas e na fratura dos laminados. Foram também estudadas algumas famílias de laminados cruzados de fibras de carbono com os sistemas de resinas epóxi F155 e F584 e tecidos de fibras de aramida e vidro, impregnados com os sistemas epóxi F155 e F161, respectivamente. Estas famílias foram ensaiadas em tração e compressão. As observações das fraturas das amostras ensaiadas mecanicamente foram realizadas com o auxílio da microscopia eletrônica de varredura, microscopia óptica e estereoscopia. A comparação dos resultados mostra que o condicionamento higrotérmico afeta de maneira significativa a resina, com pouca influência nas fibras e na interface fibra/resina. As fraturas, em geral, apresentam pouca diferença em função do condicionamento. A fratura das amostras ensaiadas em tração longitudinal é a que apresenta os aspectos mais interessantes do ponto de vista fractográfico. As amostras não submetidas ao condicionamento higrotérmico (amostras secas) revelam a importância da rigidez da fibra na fratura. A comparação das superfícies de fratura, obtidas sob um mesmo ensaio mecânico, mostra que as fibras menos rígidas apresentam maior influência na fratura. O tipo e o arranjo do reforço também apresentam influência nas superfícies de fratura dos laminados ensaiados mecanicamente.

Na indústria aeronáutica é inevitável o uso de juntas coladas, rebitadas e parafusadas na união de componentes ou partes estruturais. Com o desenvolvimento de novos materiais e novas técnicas de manufatura, as juntas coladas passaram a ser mais utilizadas devido a algumas vantagens sobre as tradicionais juntas rebitadas e parafusadas, tais como: melhor distribuição das tensões na região de colagem, melhor vedação, melhor acabamento e o mais importante em aplicações aeronáuticas, menor peso. O projeto de juntas coladas é baseado em análise para a determinação das tensões normais e cisalhantes no adesivo e o campo de deslocamentos ao longo da junta. O objetivo deste trabalho é apresentar uma técnica de elementos finitos para modelagem de juntas coladas aplicável a qualquer tipo de configuração. As juntas são modeladas utilizando o programa comercial de elementos finitos MSC.Nastran. Nas simulações, os aderentes são considerados laminados de material ortotrópico, conseqüentemente a utilização de laminados assimétricos e não-balanceados são considerados. A camada de adesivo é modelada de duas maneiras: a primeira técnica assume a camada de adesivo como sendo um modelo constitutivo linear elástico e a segunda técnica assume um modelo constitutivo elasto-plástico, sendo este o modelo constitutivo da maioria dos adesivos poliméricos. Elementos de casca (CQUAD4) são utilizados para a modelagem dos aderentes e elementos sólidos (CHEXA8) na modelagem da camada de adesivo. Equações de restrição (MPC) são utilizadas para ligação dos aderentes ao adesivo proporcionando a determinação das tensões de cisalhamento txz e normal sz. A validação do modelo de junta colada tipo sobreposta é investigada pela comparação dos resultados numéricos com outras duas técnicas. Na primeira técnica, ambos os aderentes e adesivo são discretizados em elementos sólidos do Nastran, resultando num modelo completamente 3D; na segunda técnica é utilizado o programa comercial para análise estrutural de compostos ESAComp 2.2. Os resultados comparados são as distribuições de tensões normais, cisalhantes e o campo de deslocamentos ao longo da junta. Os resultados obtidos com o método proposto estão próximos do modelo 3D para todos os estudos de caso, com vantagem de ser mais simples e numericamente mais eficiente.

O Kevlar, um tecido de fibras de poli (p-aramida), é um material amplamente utilizado em produtos que requerem uma elevada capacidade de absorção de energia de impacto, como as aplicações de proteção balística. Em tais aplicações faz-se necessário um material de elevada resistência mecânica, propriedade em que o Kevlar se destaca entre outros materiais não poliméricos, devido ao fato de tal resistência estar associada a um baixo peso. Entre os mecanismos de absorção de energia deste material, estão: o atrito entre filamentos, o atrito entre as fibras do tecido e a mobilidade das fibras. Surge, então, a possibilidade de alterar a superfície das fibras, de forma a melhorar o desempenho do Kevlar no momento do impacto. Para alterar a superfície das fibras do tecido, foi utilizado neste trabalho o processo de impregnação por via úmida. Para tanto foi utilizada uma dispersão de carbeto de silício (SiC) em etanol, sendo o pó de SiC previamente cominuído e caracterizado por difratometria de raios-X, espectroscopia de infravermelho por transformada de Fourier (FTIR), análise de distribuição de tamanhos e análise de impurezas pela técnica de absorção atômica. Foram utilizados três métodos de impregnação: imersão do Kevlar por 15 min na dispersão, imersão do Kevlar por 30 min na dispersão e imersão do Kevlar por 30 min na dispersão com mudança de lados. Neste último método, a face que estava em contato com o fundo do recipiente foi virada após 15 min, de forma que cada face do tecido permanecesse 15 min voltada para cima. Após a impregnação por diferentes métodos, as amostras de Kevlar foram caracterizadas quanto ao teor e distribuição das partículas de SiC no tecido, quanto à interação química entre SiC e Kevlar, quanto às características tribológicas superficiais e também quanto à resistência ao pull-out. Nos ensaios tribológicos foi notável a diferença entre os coeficientes de atrito ao se comparar a amostra como recebida com as demais. Aquela apresentou o menor coeficiente de atrito metal-tecido. Ao se comparar os coeficientes de atrito das amostras impregnadas e da amostra tratada com etanol foi possível notar que estes coeficientes apresentam valores próximos. No método de impregnação com alternância de lados, foi obtido um aumento maior que 150 % na força máxima registrada durante a extração do filamento, sendo este o método que apresentou o maior valor de força máxima. A impregnação do Kevlar com partículas de SiC se mostrou, portanto, eficiente na alteração da resistência do tecido ao pull-out, o que pode resultar em uma melhor capacidade de absorção de energia de impacto balístico deste tecido.

Tendo em vista a grande ambição do mercado aeronáutico em termos de redução de massa e as possibilidades atualmente disponíveis, foi desenvolvido este estudo para se avaliar a possibilidade de redução de massa com aplicação de material composto nas nervuras do caixão central de uma asa. Para que este estudo seja realizado, são necessárias análises preliminares de flambagem e tensões nas nervuras em que se deseja fazer a otimização com relação à massa. A massa de uma nervura de material composto depende basicamente de dois fatores: da espessura total do laminado e da quantidade de camadas utilizadas no material escolhido. Estes fatores avaliados na otimização elaborada, juntamente com a escolha do conjunto de orientação de lâminas que apresentou a maior carga de flambagem para o carregamento aplicado. Todas estas otimizações tiveram como limite a massa apresentada pela configuração. Para que esta gama de análises fosse efetuada foi necessária a utilização de programas computacionais que utilizam o método dos elementos finitos, como NSC.Nastran for Windows para cálculo das cargas de flambagem e obtenção do campo de tensões nas nervuras. Depois de todas as análises elaboradas os resultados foram expressos na forma de gráficos, planilhas e histogramas para um bom entendimento dos resultados e suas conclusões.

Este trabalho apresenta uma solução de projeto estrutural em material compósito para a asa de 4,044m de envergadura do Veículo Aéreo Não-Tripulado (VANT) em desenvolvimento pelo Instituto Tecnológico da Aeronáutica (ITA). Está proposta uma configuração estrutural nervurada constituída por um caixão estrutural formado pelos revestimentos do extradorso e intradorso e por duas longarinas. A configuração sugerida foi validada por meio de análises computacionais lineares em elementos finitos feitas para quatro casos de laminados distintos. Um método para cálculos aproximados das cargas de manobra simétrica e assimétrica está apresentado. Os resultados das análises indicam superdimensionamento para as tensões e pouca deformação devido à necessidade de garantir a estabilidade dos componentes estruturais sob cargas limites.

A otimização topológica é uma metodologia que permite obter a melhor distribuição de material em uma estrutura, maximizando e/ou minimizando parâmetros de interesse. Pode ser aplicada em placas metálicas, onde geralmente resulta em uma estrutura treliçada. Esta metodologia tem limitações para o uso em materiais compósitos laminados. A otimização topométrica é uma metodologia recentemente desenvolvida para uso comercial no software GENESIS. É uma variação da otimização dimensional em que cada elemento da estrutura pode conter sua própria variável de projeto. Com o uso de fatores de penalização, é possível obter resultados semelhantes à otimização topológica. A otimização topométrica pode ser usada em compósitos laminados. O propósito principal deste trabalho é comparar duas metodologias de otimização que definem o layout de uma placa. Usando como ferramenta o software GENESIS, aplica-se a otimização topológica para um material metálico e a otimização topométrica com fatores de penalização para um material compósito. Estas metodologias são posteriormente empregadas a uma nervura de asa. Após a definição de um novo layout para a nervura, procura-se dimensionar esta estrutura em material compósito utilizando a otimização topométrica sem penalização, respeitando o carregamento e condições de flambagem da nervura original. Aspectos de continuidade para fabricação são descritos em seguida. Apenas um caso crítico de carregamento é usado para exemplificação.

Em meio à crescente concorrência que existe no atual mercado de aviação, torna-se imprescindível aos construtores de aeronaves a constante busca por alternativas de projeto que permitam o aumento da eficiência das aeronaves, bem como a redução de custos de fabricação das mesmas. No projeto de estruturas aeronáuticas há crescente utilização de componentes produzidos com materiais compostos. Entre as principais razões para a utilização destes encontra-se a redução de peso, pois estes materiais geralmente apresentam relações resistência/peso e rigidez/peso superiores às dos materiais puramente metálicos utilizados nas estruturas aeronáuticas, tais como as ligas de alumínio. Não obstante, o potencial dos materiais compósitos em aplicações aeroespaciais comerciais só pode ser plenamente percebido se seus custos relativamente elevados são compensados, explorando sua aptidão inerente para a fabricação direta em grandes estruturas monolíticas, reduzindo significativamente os custos de produção. Desta forma o objetivo aqui proposto é o de avaliar a capacidade produtiva da fabricação de peças estruturais aeronáuticas, dos tipos longarinas e reforçadores, utilizando o processo de conformação a quente a partir de um laminado plano de carbono-epóxi obtido pela disposição manual ou automática das camadas de fibra de carbono. Este trabalho descreve o desenvolvimento do processo de conformação a quente com fibra de carbono pré-impregnada de resina epóxi em molde macho de alumínio, utilizando um dispositivo de conformação a quente com a capacidade de aquecer e conformar o material com auxílio do vácuo. O desenvolvimento deste processo foi divido em revisão bibliográfica, fabricação preliminar de corpos de prova e a fabricação de peças com o dispositivo de conformação a quente, além da estimativa de redução de tempo para a fabricação de uma longarina proposta em material composto, utilizando a conformação a quente e a laminação automática. O trabalho inclui procedimentos de teste e fabricação e os resultados que validam o desenvolvimento do processo de conformação a quente, os quais incluem a verificação da necessidade de aplicação de pré-vácuo para compactação nos painéis manualmente laminados utilizados no processo, a capacidade do aparelho de ultrassom de detectar possíveis defeitos internos gerados pelo processo e a produtividade conseguida pelo novo processo na confecção de peças estruturais aeronáuticas do tipo longarinas e reforçadores frente à técnica de laminação manual.