Este trabalho apresenta o elemento finito SNDTH1, plano, triangular (3 nós e 6 graus de liberdade por nós), baseado em um modelo híbrido de tensões, e destinado à análise de placas e cascas sanduíche com recheio ortotrópico e faces constituídas de laminados anisotrópicos. Vários casos, de estruturas sujeitas à flexão ou a carregamento no plano, são analisados, com o objetivo de comparar os deslocamentos e esforços obtidos pelo uso do elemento SNDTH1 com soluções exatas e com elementos similares encontrados na literatura afim.

Este trabalho tem como objetivo o estudo da fronteira de estabilidade aeroelástica de painéis aeronáuticos, curvos ou planos, sujeitos ao efeito de enrijecimento provocado pelo atuador piezoelétrico (PZT). Empregou-se o Princípio de Hamilton para a obtenção das equações de equilíbrio e das condições de contorno do problema. O método dos elementos finitos foi empregado para a solução das equações. Consideraram-se painéis manufaturados em material composto (boro-epóxi) ou em material convencional (alumínio 2024-T3) e duas camadas de material piezoelétrico (PZT-5A), uma na face superior e outra na face inferior da placa. Aplicou-se voltagem no atuador piezoelétrico e determinou-se a pressão dinâmica correspondente à condição de ocorrência de flutter da estrutura. A análise foi estendida para várias configurações do painel, onde foram investigados: a variação do alongamento da placa, o efeito da curvatura, a influência do ângulo de laminação da placa, a influência das condições de contorno, o efeito da voltagem inversa e o efeito da variação de espessura do painel. O estudo mostrou que a tensão mecânica induzida pelo efeito piezoelétrico aumenta a velocidade de ocorrência do flutter, estabilizando a placa. Este enrijecimento da estrutura está relacionado à voltagem aplicada nos atuadores e aos parâmetros geométricos da placa. Desta forma, pode-se controlar a velocidade de ocorrência de flutter através do controle da voltagem aplicada e no projeto adequado das propriedades geométricas do painel.

This work presents a study on aeroelastic analyses of composite laminated flat plates subject to large displacements through the coupling of a nonlinear corotational shell finite element (FE) with an unsteady vortex-lattice method (UVLM) formulation. A FE implemented for the analysis of flat plates has been extended to model laminated composites with different lamina orientations. An UVLM formulation that is capable of coupling with this large displacement structural model is implemented. An explicit partitioned method is evaluated for the coupling of both models, using spline functions to interpolate information from the structural operator to the aerodynamic one, inside a Generalized-? time-marching solution. The resulting aeroelastic formulation provides a framework able of performing time marching simulation of structures made of composite material allowing the characterization of their nonlinear behavior and of the limit-cycle oscillation response. Laminated flat plates designed for high flexibility and low flutter speed onset are used as investigation models. To support the numerical studies, test specimens made of carbon fiber were used in experimental modal analysis and wind tunnel aeroelastic tests. Effects of nonlinearities are easily observed in the numerical results, which are promising for expansion of the work and application to the analysis of more refined and complex composite flexible wings.

Os painéis aeronáuticos de materiais compósitos laminados podem falhar em flambagem por compressão ou por cisalhamento. Já foi demonstrado que as tensões térmicas residuais de cura podem afetar significativamente a carga de flambagem por compressão de painéis finos de carbono / epoxi, havendo configurações onde as tensões residuais térmicas aumentam a carga de flambagem e outras configurações onde elas são prejudiciais. Dessa forma, uma rotina computacional de análise estrutural foi desenvolvida em linguagem FORTRAN para projetar o painel de modo que as tensões residuais térmicas atuem de forma favorável ao aumento da carga crítica de flambagem por compressão. Efeito análogo também deve ocorrer para flambagem por cisalhamento. Entretanto, uma análise sistemática do efeito das tensões residuais térmicas na flambagem por cisalhamento ainda não existe na literatura. O problema de flambagem por cisalhamente leva a uma formulação de elementos finitos em que a matriz de rigidez geométrica não é positiva definida. Portanto, o algoritmo de interação por subespaço, usualmente utilizado em problemas de flambagem por compressão, não é adequado para o tratamento deste problema. Desta forma o presente trabalho objetivou complementar e modificar um pacote computacional de elementos finitos já existente possibilitando análises de flambagem por cisalhamento. Foram feitas análises sistemáticas do efeito das tensões residuais térmicas na carga de flambagem por cisalhamento para determinar as configurações mais favoráveis para projeto de painéis de compósito. Foi verificado que a carga crítica de flambagem por cisalhamento aumenta com a diferença entre a temperatura de trabalho (ambiente) e a temperatura de cura do material.

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.

O empenamento de um componente mecânico pode ser definido como a distorção geométrica quando o material é submetido a um estado de desequilíbrio das tensões iniciais ou residuais internas, estando livre da ação de forças e vínculos externos. Depois de empenada, a peça apresenta novamente novo estado de equilíbrio de tensões, obtido agora com a nova configuração geométrica, ou seja, a distorção. Essas tensões residuais resultam da interação entre tempo, temperatura, deformações e microestrutura em processos termo-mecânicos. O propósito deste trabalho consiste em apresentar uma comparação entre dois algoritmos numéricos usados para converter remoção de camadas e deflexão de viga associada em níveis de tensões residuais longitudinais e transversais da matéria-prima, induzidas durante o processo de laminação. Neste trabalho é empregado o método dos elementos finitos, utilizando os pacotes comerciais MSC.Patran e MSC.Marc para predizer o empenamento em peças usinadas. As tensões residuais da matéria-prima, obtidas pelo Método de Remoção de Camadas e usando Algoritmos de Flavenot e Flavenot Modificado (teoria presente), são aplicadas como input no modelo de elementos finitos para realizar a simulação do empenamento em peças. São feitas comparações entre as flechas previstas pelo Algoritmo Clássico de Flavenot e Algoritmo Modificado com as flechas medidas experimentalmente. Constata-se que as tensões residuais obtidas pelo Algoritmo de Flavenot não são plenamente satisfatórias, uma vez que as flechas calculadas via MEF não correspondem adequadamente aos valores obtidos nos ensaios de remoção de camadas. Para verificação final da eficiência da metodologia desenvolvida partiu-se para a predição e análise do empenamento de uma peça real fabricada a partir de placas laminadas em alumínio aeronáutico, sujeitas a um estado inicial de tensões residuais. É usado o Algoritmo de Flavenot Modificado, desenvolvido neste trabalho, para a determinação das tensões residuais longitudinais e transversais da matéria-prima. São feitas comparações entre o empenamento calculado e os valores medidos em pontos escolhidos desta peça. A comparação entre a deformação obtida pelo modelo de elementos finitos e a deflexão real medida na peça, apresenta valores próximos, demonstrando a boa precisão do algoritmo numérico modificado. O algoritmo desenvolvido neste trabalho mostra-se mais adequado que o classicamente usado. Com tais informações dos níveis e perfil das tensões residuais torna-se possível, na fase que antecede a fabricação, incorporar estes valores em modelos de elementos finitos para simular o empenamento das peças e também prover um melhor entendimento do processo de manufatura. Com o controle do empenamento, garante-se que os produtos sejam fabricados com uma baixa vulnerabilidade relativa, propiciando competitividade e preço.

Nesta pesquisa estuda-se a instabilidade aeroelástica de painéis no regime supersônico com não-linearidade estrutural e aerodinâmica empregando uma das expansões do método de perturbações conhecida como técnica de múltiplas escalas de tempo. O problema é formulado utilizando-se as equações diferenciais de grandes deflexões de uma viga e as de von Kármán, para placas planas. Essas equações são discretizadas com o Método de Elementos Finitos. A Teoria do Pistão não-linear relaciona a pressão externa aerodinâmica com o movimento da placa. Os resultados obtidos no programa são representados graficamente como ciclos limites, sendo discutidos e comparados com a literatura.

O objetivo deste trabalho é otimizar placas de material composto laminado sujeitas a cargas-pulso, através do método de otimização do Recozimento Simulado. Basicamente, deseja-se reduzir a massa dos compostos respeitando restrições de deslocamento elástico máximo. Espessuras, orientações e número de lâminas são utilizados como variáveis de projeto em placas laminadas discretizadas por elementos finitos, segundo heurísticas aqui desenvolvidas para a síntese de laminados. Aplicações numéricas são feitas em laminados uniformes bem como em laminados não uniformes subdivididos em regiões com diferentes espessuras, números de camadas e orientações das fibras de reforço. Também explora-se a otimização das placas laminadas utilizando-se alguns conceitos de otimização topológica. Previamente à fase de otimização, faz-se uma análise do comportamento dinâmico do elemento finito utilizado, o AST6.

As normas cada vez mais exigentes de conforto acústico de passageiros em aviões comerciais demandam estudos detalhados das características vibro acústicas de subsistemas estruturais, e o desenvolvimento de técnicas para eliminação e controle do ruído acústico e vibracional em cabines aeronáuticas. Entre os subsistemas utilizados no controle do ruído acústico, os painéis com revestimento visco-elástico e as placas reforçadas são as estruturas mais comumente utilizadas na indústria aeronáutica. Vários estudos têm sido realizados com o objetivo de caracterizar as propriedades do ruído interno em cabine de aeronaves, associado ao ruído irradiado pela vibração estrutural bem como o ruído externo gerado pelos motores. O presente trabalho discute o problema da modelagem vibro-acústica em painéis através da técnica de Análise Estatística Energética (ou "Statistical Energy Analysis-SEA") e sua utilização na predição do campo sonoro irradiado por essas placas (Lyon, DeJong, 1995). Neste trabalho considerou-se a utilização do aplicativo comercial AutoSEA para análise do problema de acoplamento fluido-estrutura. Para o desenvolvimento, foram gerados dois modelos vibro-acústicos. O primeiro modelo simulou dois ambientes acústicos separados por uma placa simples e o outro simulou dois ambientes acústicos separados por uma placa reforçada. Uma fonte acústica primária foi colocada num dos ambientes que através de uma excitação especificada acionou a placa isoladora fornecendo a resposta acústica no outro ambiente, e desta maneira caracterizou as propriedades de transmissibilidade da placa isoladora para os dois modelos. A técnica da Análise Estatística Energética apresenta vantagens sobre os outros métodos numéricos existentes, pois os custos são menores e o modelo foi criado em um tempo computacional muito menor. Pôde-se observar o comportamento da transmissibilidade com a adição dos reforçadores e de outros parâmetros importantes para o estudo bem como a melhor forma de melhorar as características do sistema.

Simulações numéricas foram realizadas usando dois modelos de falha progressiva com o objetivo de predizer o comportamento de placas de material compósito laminado sujeitas aos danos causados por cargas impulsivas de impacto. As simulações foram executadas com o uso do código comercial de elementos finitos ABAQUS/Explicit. Um aspecto numérico importante a ser considerado na predição de progressão de falhas é o processo de degradação da matriz de rigidez quando um ou mais critérios de falha são satisfeitos. Um processo de degradação instantâneo conduz a instabilidades numéricas, induzindo ondas dilatacionais artificiais no modelo numérico com esquemas de integração explícita dinâmica no tempo. O primeiro modelo de falha adotado é baseado nos critérios de Chang-Chang e Hashin. Esse modelo degrada as propriedades do material associadas aos modos de falha em cem incrementos de tempo, evitando assim a ocorrência de ondas dilatacionais artificiais. O segundo modelo adotado é baseado na mecânica do dano no contínuo e detecta os modos de falha por meio de uma abordagem baseada em energia. Esse modelo degrada as tensões de forma tal que a taxa de liberação da energia de deformação crítica associada a cada um dos mecanismos de falha em cada camada é dissipada por um processo de fratura por espalhamento. Alguns casos de impacto foram investigados para níveis de energia de impacto baixo, intermediário e alto, usando ambos os modelos de falha. Os resultados são então comparados e discutidos.