A utilização de estruturas do tipo sanduíche tem despertado grande interesse e já está bastante difundida em diversos segmentos industriais, principalmente na indústria aeroespacial, militar, naval e civil devido à sua capacidade de combinar alta rigidez à flexão e baixo peso, resultando numa estrutura altamente eficiente. Portanto, a determinação confiável das propriedades mecânicas de painéis sanduíche é de extrema importância no desenvolvimento do projeto de aplicação do mesmo. Neste trabalho foram elaborados modelos de vigas sanduíche em elementos finitos, utilizando-se o programa comercial de elementos finitos Nastran , para a predição do módulo de rigidez à flexão da estrutura (D) e o módulo de cisalhamento do núcleo (G), representando as condições a que estariam sujeitas em ensaios de flexão de 3 e 4 pontos de acordo com o descrito na norma ASTM C 393-00 Standard Test Method for Flexural Properties of Sandwich Constructions. As faces de carbono epóxi foram representadas por elementos de placa laminada (CQUAD4) e para o núcleo de espuma PVC foram utilizados elementos sólidos (CHEXA). Os resultados mostraram-se muito dispersos, indicando que o procedimento sugerido pela norma pode ser muito sensível a erros experimentais e não linearidades nas curvas carga × deslocamento. Foram ainda analisados modelos de vigas sanduíche em que os mesmos encontravam-se em condições de contorno e carregamento não simétricas em relação ao plano médio, neste tipo de configuração o efeito de enrijecimento por tensão é muito forte e os resultados indicaram que uma análise linear neste caso não é aplicável.

Nesta tese, são analisados os efeitos da tração diagonal em vigas reforçadas e de alma plana. Modifica-se o processo analítico de obtenção do ângulo de tração diagonal originalmente proposto na Ref. 1 (aqui denominado Método NACA-TN-2661 ou Método 1). O processo modificado (aqui denominado Método 5) inclui no cálculo do ângulo de tração diagonal considerações que não foram abordadas no Método 1: a) Contribuição da tensão de cisalhamento atuante em um elemento com inclinação na alma; b) Contribuição do efeito da flexão secundária sobre a mesa. Além das considerações acima citadas, a determinação do ângulo é feita aplicando-se o princípio da energia potencial total mínima diretamente sobre o sistema em campo de tração diagonal parcial. A aplicação do Método 5 conduz a resultados diferentes para os valores do ângulo de tração diagonal calculados com o Método 1 e, conseqüentemente, modifica a distribuição de tensões entre os componentes da viga: alma, reforçadores e mesas. Com o Método 1 obtém-se, em alguns casos, valores de tensões superiores àqueles obtidos com o Método 5 (e.g. tensões nos reforçadores), mas inferiores em outras situações (e.g. tensões nas mesas em compressão e na alma). Portanto, durante o dimensionamento e análise de uma viga de alma plana reforçada sob campo de tração diagonal, é necessário avaliar em detalhes, à luz das constatações desta tese, os resultados obtidos com o Método NACA-TN-2661. Recomenda-se a elaboração de ensaios em laboratório visando a validação ou a re-alimentação das evidências teóricas deste trabalho.

O objetivo deste trabalho é projetar uma caverna de pressão traseira para a fuselagem de um avião de 33 passageiros, com consideração especial em layout estrutural, dimensionamento, análise de tensão e comportamento à fadiga. Com respeito ao layout estrutural, duas configurações são consideradas: semi-esférica e plana. O dimensionamento é baseado em cálculos por elementos finitos, usando um pacote de software comercial. Técnica de extrapolação de Richardson é utilizada para incrementar a precisão dos resultados das análises. Solução para união entre componentes também é abordada. O método S-N é utilizado para estimar o comportamento à fadiga. Ligas de alumínio 7075-T6 e 2024-T3 são especificadas para a manufatura de toda a estrutura.

O presente trabalho surgiu da necessidade da Embraer de que o aplicativo WSDS (Wing Structure Design System) aumentasse seu nível de aderência ao processo de dimensionamento estrutural de asas realizado na empresa, através de uma análise estrutural mais acurada das espessuras dos painéis de revestimento da asa. Para solucionar esse problema utilizou-se recursos disponíveis no domínio dos Sistemas Especialistas, em uma abordagem de Engenharia Baseada no Conhecimento. Assim, para se armazenar parte do conhecimento da Embraer a respeito de dimensionamento estrutural de uma asa, esse trabalho desenvolveu e implementou o Sistema Baseado no Conhecimento chamado SASP (Structural Analysis of Skin Panels). Esse sistema refina o cálculo da espessura dos painéis de revestimento de uma asa realizado pelo PDO (Preliminary Design Optimization). Foram realizados estudos de caso com asas de duas aeronaves da Embraer. A análise dos resultados obtidos mostrou que há limitações na forma como o módulo PDO do WSDS realiza a busca por uma configuração mais leve para a estrutura da asa. O principal problema encontrado foi a forma como o PDO realiza as distribuições de esforços na seção transversal da baia, que utiliza um retângulo como aproximação da seção transversal das baias da asa. Os estudos de sensibilidade realizados com o SASP indicaram que são necessárias várias iterações para que o sistema alcance resultados mais acurados e que a escolha do correto método de análise do painel de revestimento tem grande influência no resultado final. O presente trabalho contribuiu também para desenvolvimento de um modelo generativo de asa, aproximando o resultado encontrado pelo PDO do resultado real, melhorando a precisão de análises preliminares realizadas pela Embraer.

Este trabalho apresenta os resultados obtidos para carga crítica de flambagem de placas de material composto laminado com duas bordas engastadas e duas bordas simplesmente apoiadas sujeitas a diversas combinações de carregamento. A carga crítica ée obtida através do método de Rayleigh-Ritz, utilizando uma série polinomial e uma senoidal. Foi desenvolvido um programa computacional para que os resultados numéricos fossem obtidos. Os resultados numéricos são analisados e discutidos, e são comparados com resultados apresentados pelo ESDU (Engineering Science Data Unit) e com aproximações obtidas por elementos finitos.

A definição do tipo de junção asa-fuselagem, a ser utilizada em um projeto aeronáutico, passa por aspectos como: qualidade e precisão dos processos fabris necessários à fabricação da junta, tempo previsto para execução do projeto, disponibilidade de matérias-primas, cadência esperada de produção etc. A definição e a análise do número de parafusos, como também dos valores de pré-cargas aplicadas nos mesmos, são frutos de um árduo e complexo trabalho envolvendo as equipes de Projeto Estrutural, Engenharia Estrutural e Cargas. Sendo assim, ressalta-se que o presente trabalho procura explorar algumas possíveis ferramentas para projetar uma junção tipo parafusos em tração, tão somente sob o ponto de vista do Projeto Estrutural. São apresentados dois tipos de análises. A primeira, pelo método analítico, não demonstrou ser uma boa opção, para o caso de estudo, pois apresenta dificuldades quanto à possibilidade de iterações, atividade esta fundamental para otimização da junta. A segunda, via método numérico, demonstrou ser uma opção relativamente melhor, pois permite que haja iteratividade tanto do ponto de vista do número de parafusos na junção como da distribuição das cargas por estes parafusos. O método, obtido do ESDU 85021, para definição dos valores de pré-carga, ou torques de montagem, utilizou como valor de entrada as cargas obtidas pelo método numérico. O método do ESDU 85021 pode ser considerado conservativo, uma vez que despreza a existência de reforçadores nos flanges de junção. Porém, este método merece ser estudado a fim de implementar melhorias que permitam apurar o grau de conservadorismo e viabilizar um caminho prático e seguro para definição dos valores de pré-cargas.

O objetivo deste trabalho é fazer uma pré-análise dos componentes estruturais que constituem uma fuselagem de uma aeronave de transporte regional e o seu projeto preliminar. Foram apresentados os componentes quanto as suas funções e suas construções na aeronave como revestimento, reforçadores, cavernas e janelas. As linhas básicas estruturais da aeronave foi obtida através de dados históricos e definidos na fase de ante-projeto. Foram considerados 11 tipos de configurações de distribuição de reforçadores ao longo da secção reta da fuselagem e 6 tipos de perfis de reforçadores. Após feita todas as combinações possíveis de configurações e reforçadores foram feitos modelos de elementos finitos de uma região da fuselagem logo após a asa, por ser a região mais solicitada em serviço, para a verificação da sua integridade. Foi estudada a montagem dos reforçadores na fuselagem conforme o tipo de perfil, tipo de fabricação, se extrudado ou em chapa conformada, peso do conjunto e cuidados quanto a ser tomados quanto a corrosão. Após os dados obtidos nas pré-análises de integridade e flambagem e da manufatura da fuselagem, foi feito um projeto de forma preliminar, pois esta poderá sofrer mudanças futuras até que o projeto da aeronave finalize.

O presente trabalho discorre sobre as cargas obtidas na fuselagem devido ao impacto com o solo do Amortecedor de Cauda de uma aeronave durante o ensaio para determinação da VMU. Realizou-se uma análise sobre tipos existentes de amortecedores de cauda e posterior justificativa do modelo selecionado e de suas características necessárias. O trabalho desenvolvido com o intuito de calcular as cargas na fuselagem foi composto da adaptação de um modelo em elementos finitos para a aeronave e elaboração de um modelo para o amortecedor de cauda utilizando um programa de simulação de sistemas mecânicos, foram feitas as simulações neste último e finalmente calculadas as cargas na fuselagem no programa de elementos finitos. A pressão de enchimento e o amortecimento do amortecedor mostraram-se adequados, reduzindo a carga transferida à fuselagem e não permitindo ocorrer batente no sistema. As cargas obtidas na fuselagem não foram limite quando comparadas ao envelope cargas de uma aeronave similar de mesmo porte, simplificando as alterações a serem feitas na aeronave para realização do ensaio.

Este trabalho tem como objetivo analisar os diferentes tipos de ligações entre asa e fuselagem mais utilizadas atualmente no mercado aeronáutico. Uma revisão bibliográfica do assunto ée apresentada e revela diferentes soluções de ligação em aplicações semelhantes. Nas avaliações das soluções de ligações, procura-se destacar vantagens e desvantagens referentes a aspectos como peso, montagem, acesso, vedação e manutenção dessas ligações, bem como as dificuldades de manufatura e conseqüências na vida útil de uma aeronave comercial ou executiva. Todo estudo ée baseado no projeto de um avião corporativo proposto pela Embraer e desenvolvido por um grupo de projeto durante nove meses.

O objetivo deste trabalho ée analisar a seção transversal de uma fuselagem semi-monocoque de uma aeronave corporativa, levando-se em consideração os efeitos da tração diagonal. As ferramentas de análise são programas desenvolvidos em linguagem Fortran, onde um dos programas ée baseado no método apresentado por Kuhn em seus estudos para o cálculo da tração diagonal, amplamente aplicado na indústria aeronáutica, e o outro baseado na energia de deformação de um sistema estrutural composto por reforçadores, cavernas e revestimento, sem levar em consideração os efeitos dos carregamentos secundários e do termo adicional proposto por Kuhn em sua teoria para a deformação da caverna, termo este que ée justificado por Kuhn devido à tendência da alma curva ficar plana entre cavernas quando a alma está sob um estado de tração diagonal bem desenvolvido. Os dois métodos são comparados e os resultados e conclusões são apresentados.