A busca pelo projeto ótimo, do ponto de vista da minimização do peso estrutural, é sempre uma constante na vida de um projetista. Deste modo, com o auxílio da teoria de tração diagonal, é aqui proposta uma metodologia de análise preliminar do conjunto composto por caverna, reforçadores e revestimento para uma dada seção da fuselagem, onde a variação da distância entre cavernas, bem como a configuração de reforçadores e revestimento compatível ao dado espaçamento, proporcionam argumentos importantes à escolha do projeto final da seção de estudo. Este trabalho teve como ferramentas de auxílio: planilha desenvolvida em programa Excel, para a análise dos elementos estruturais com relação às cargas externas e, modelo de elementos finitos para a análise das tensões provenientes da pressurização no conjunto de estudo e para a análise das tensões nas cavernas advindas da inércia dos passageiros. Vale salientar que a metodologia aqui apresentada é válida somente para o trecho da fuselagem de seção constante. A configuração estrutural final é somente aplicável para a região da estação de estudo escolhida e não para a fuselagem toda.

Este trabalho descreve o estudo de diversas configurações e metodologias de fixação da asa à fuselagem para aviões convencionais, enumerando vantagens, desvantagens e aplicabilidades. Abrange, também, um projeto preliminar de um sistema de junção asa-fuselagem de uma aeronave polivalente de treinamento avançado de pilotos, de apoio tático e ataque leve. Trata-se de uma aeronave desenvolvida pelo grupo Treinador Avançado (TA) do Programa de Especialização em Engenharia (PEE), uma parceria entre o Instituto Tecnológico de Aeronáutica (ITA) e a Empresa Brasileira de Aeronáutica (EMBRAER). O projeto é desenvolvido no âmbito estrutural, com cálculos de pré-dimensionamento e especificação dos prendedores da união asa-fuselagem. A análise estrutural, incluindo tensões e distribuição dos esforços, é realizada por elementos finitos e através de métodos analíticos. Os principais elementos estruturais, bem como os prendedores da junção, são gerados em um programa de CAD, para visualização e verificação da integração entre si e da aeronave como um todo.

Este trabalho descreve o procedimento para o cálculo uma seção de fuselagem. O procedimento enfoca o efeito da tração diagonal em painéis curvos submetidos à esforços de cisalhamento, tração e compressão. Este trabalho descreve também um procedimento simples e conservador para o cálculo das cargas atuantes na fuselagem, bem como a variação do momento de inércia da seção da fuselagem. Além disso, utilizando como exemplo um avião de passageiros de pequeno porte, desenvolveu-se uma planilha com o objetivo de verificar o dimensionamento da estrutura da seção de estudo.

Barras de torção são largamente utilizadas para diversas necessidades na indústria aeronáutica, tais como sistemas de comando de vôo, contrabalanceamento de portas diversas. Desse modo, ée apresentada uma metodologia que visa fornecer uma estimativa inicial das dimensões dessa barra. Essa metodologia ée baseada em três conceitos comuns para qualquer projeto de barra de torção: balanceamento, onde a barra de torção deve promover certa resistência a uma carga aplicada (no estudo de caso, a abertura de uma porta de passageiros); fadiga, baseada nas propriedades dos materiais estudados, bem como suas curvas de fadiga, fornecidas pela norma MMPDS-01; e, por último, margem de segurança, de modo que haja tensões em níveis satisfatórios, em relação às tensões de escoamento dos materiais estudados. Assim, obtém-se uma estimativa pré-otimizada das dimensões da barra de torção (diâmetro e comprimento) para qualquer material, visando a atender os requisitos necessários. Para a decisão final da melhor barra estimada, são estabelecidos critérios, novamente atendendo às necessidades de cada projeto, tais como peso, custo, entre outros. Com os valores estimados, ée feito o refinamento da mesma, utilizando método dos elementos finitos e ensaios. De modo geral, a metodologia visa dar essa estimativa inicial de forma que não sejam necessárias inúmeras novas iterações no projeto, reduzindo o tempo de projeto e manufatura.

Um método de pré-dimensionamento da estrutura da fuselagem de uma aeronave foi desenvolvido nesse trabalho com o objetivo de possibilitar ao engenheiro de estruturas o cálculo rápido dos esforços primários e secundários, bem como das margens de segurança dessa estrutura. Para tanto, as teorias de cálculo desse tipo de estrutura foram implementadas em uma planilha de forma a permitir que o engenheiro mude com facilidade os parâmetros de projeto, podendo assim buscar uma solução mais eficiente. Neste trabalho são discutidas também as conseqüências de não se considerar as reduções das áreas efetivas do revestimento, devido à flambagem dos mesmos, no cálculo da área total resistente à compressão axial.

Um método integrado para a estimativa das cargas aerodinâmicas atuando simultaneamente nos principais componentes da aeronave foi desenvolvido. Efeitos mútuos de interferência entre asa, fuselagem e empenagem foram considerados. Para atender aos anseios da indústria, este processo é adequado para a estimativa de cargas internas, como esforços cortantes, momentos fletor e torsor, atuando nos principais componentes da aeronave durante a etapa de projeto conceitual. Um aspecto importante é o nível de automação, o qual foi reforçado com o objetivo de adaptar o método a processos de otimização de projeto automatizados. Através de comparações com métodos disponíveis na literatura, a eficácia do método descrito neste trabalho foi analisada.

Este trabalho apresenta um método de ajuste de modelos dinâmicos apropriado para aplicação em sistemas estruturais multicorpos amortecidos. O ajuste é feito a partir da identificação dos parâmetros de rigidez e amortecimento das juntas já existentes, utilizando resultados oriundos de um teste modal do sistema. A modelagem teórica é feita via síntese modal. O método escolhido permite a inclusão de amortecimento nos modelos das subestruturas e das juntas. Desenvolve-se uma extensão do método para permitir o tratamento de subestruturas com modos de corpo rígido. O método de ajuste baseia-se num problema de mínimos quadrados não-linear, resolvido pelo método de Gauss-Newton. É feita uma análise de sensibilidade analítica, que fornece uma solução fechada para as derivadas de primeira ordem envolvidas no método. Três problemas são investigados utilizando-se a metodologia desenvolvida: um sistema de parâmetros concentrados, um sistema de vigas bi-apoiadas e um sistema de viga "livre-livre". Os dois primeiros envolvem apenas simulações numéricas, enquanto o terceiro e um caso prático, utilizando dados experimentais.

As estruturas dos satélites são fortemente solicitadas durante a fase de lançamento, pelos esforços induzidos pelo veículo lançador. A estrutura do satélite tem um papel preponderante tanto no aspecto de massa, quanto em relação à ocorrência de falhas estruturais que comprometeriam a missão do satélite. Por essa razão faz-se necessária a análise das diferentes solicitações estruturais dada a sua importância para o dimensionamento do satélite, de maneira a poder definir com boa precisão as cargas de dimensionamento a serem utilizadas pelos projetistas da estrutura do satélite, objetivando tanto a redução da massa quanto o aumento da confiabilidade estrutural. Este trabalho apresenta e verifica a aplicabilidade e validade de um método de análise da resposta dinâmica de estruturas de satélites quando submetidas a vibrações de baixas freqüências e em banda larga. O método utiliza o conceito de sensibilidade da resposta do sistema a variações dos parâmetros físicos da estrutura. São apresentados definições sobre a terminologia, as funções básicas das estruturas, a classificação e tipos de estruturas, elementos empregados na confecção da estruturas de satélites e os esforços atuantes. A seguir são apresentados conceitos gerais sobre a resposta dinâmica das estruturas e feito o detalhamento do método de análise. Finalmente é apresentada a comprovação do método de análise, através do cálculo da resposta de dois sistemas, o primeiro sendo um sistema de dois graus de liberdade e o segundo uma viga engastada.

A fixação de estruturas e equipamentos aeronáuticos através de olhais é um recurso amplamente utilizado e que envolve, muitas vezes, regiões críticas em termos de transferência de carga. Esse trabalho tem por objetivo revisar as principais referências usadas no dimensionamento e verificação desse tipo de ligação e apresentar algumas alternativas às referências mais tradicionais. Ao longo do trabalho é apresentada uma comparação desses métodos e, ao final, o método dos elementos finitos é utilizado de modo a verificar a validade dos métodos apresentados para prover um complemento no projeto desse tipo de estrutura.

Na verificação do estado limite último das estruturas reticuladas em concreto armado se tem sempre os pilares solicitados à flexão oblíqua composta, seja devido a momentos fletores transmitidos pelas vigas ou lajes ou devido a imperfeições construtivas ou por ações normais ao eixo da peça comprimida, atuantes entre seus pontos de vinculação. Neste trabalho se está comparando os resultados que se obtém por dois processos de cálculo, quais sejam, a) Integração numérica com desacoplamentos das flexões nas duas direções principais de inércia com o uso da rigidez secante obtida de diagrama momento-curvatura, ou seja, os esforços de segunda ordem são calculados em cada direção como se não houvesse a solicitação de flexão na direção ortogonal e ao final se verifica a segurança da peça no Estado Limite Último considerando a flexão oblíqua composta; b) integração numérica considerando a flexão oblíqua composta com a curvatura obtida de diagrama momento-curvatura ponto a ponto já no cálculo dos efeitos de segunda ordem. Foram processados 215.740 pilares cuja análise conduz à conclusão de que se pode usar o procedimento citado no item (a) acima, com segurança e sem prejuízo da economia. / At check reticulated reinforced concrete structures in the ultimate limit state one always have the columns requested by a compression with biaxial bending , be due bending moments transmitted bay beams or slabs or due constructions imperfections or actions normal to the axis of the compressed piece acting between its points of attachment. This work is to compare the results that are obtained by two methods of calculation, which are: a) Numerical integration in each main direction of inertia with the use of secant stiffness obtained from bending-curvature diagram, it is, the second order efforts are calculated in each direction as if there was not request bending in the orthogonal direction and the end check the safety at ultimate limit state of the column by considering the biaxial bending; b) Numerical integration in each main direction of inertia with curvatures obtained point to point of moment-curvature diagrams, that consider the biaxial bending, to calculate the second order effects. Were processed 215.740 columns whose analysis leads to the conclusion that we can use the procedure mentioned in tem a) above, safely and without prejudice to the economy.