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.

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.

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.

O presente trabalho reúne elementos para o projeto da caverna de pressão traseira de uma aeronave regional, propondo soluções que atendam aos requisitos de certificação, aos requisitos de projeto e aos requisitos do operador. A preocupação do texto está centrada na análise de fadiga, tolerância ao dano e na análise dos rebites, através de modelos matemáticos e computacionais. O texto apresenta resultados de análises computacionais realizadas através do Patran/Nastran, software de análise pelo método de Elementos Finitos. O trabalho começa com uma avaliação dos requisitos de certificação e dos requisitos de operação da aeronave. Em seguida, são definidas as metodologias utilizadas para o projeto e análise da caverna. Na continuação do trabalho, são apresentados os resultados, como a escolha do material e dos rebites. A configuração escolhida ée a caverna de pressão semi-esférica, devido ao fato de ser possível otimizar o peso e o espaço disponível, mantendo uma distribuição de tensões praticamente uniforme. Além da definição do tipo da caverna de pressão, são definidas também a posição e inclinação da caverna em relação à vertical. Após as definições iniciais, são feitas análises de rebites, de concentração de tensão, análise estáticas, de fadiga e tolerância ao dano. Os efeitos do número de fileira e do diâmetro do rebite sobre a distribuição de tensões e sobre a vida em fadiga são avaliados. Além disso, a caverna de pressão traseira atendeu a todos os requisitos de tolerância ao dano sem a presença de partições, presentes na maioria das cavernas de pressão atualmente.

Esse trabalho apresenta uma metodologia para seleção da melhor concepção na fabricação da fuselagem central de uma aeronave executiva de seis ocupantes. Para isso, são estudadas três possibilidades: construção semi-monocoque em alumínio; materiais compósitos produzidos por Laminação por Controle Numérico e materiais compósitos produzidos por Hand Lay-up. A metodologia permite uma análise quantitativa das concepções, mesmo em fases iniciais do projeto, o que contribui para a seleção das melhores opções de concepções logo no início da análise. A partir deste estudo, ée possível observar que o projeto em Laminação por Controle Numérico ée mais adequado economicamente na fabricação da fuselagem em material compósito, devido a menores custos com matéria-prima e com mão-de-obra. Dessa maneira, o estudo prossegue com as duas concepções (material compósito fabricado por Laminação por Controle Numérico e estrutura semi-monocoque em alumínio). ÉE realizado o pré-dimensionamento das duas soluções, e em seguida estima-se o peso e o custo de fabricação das mesmas. A análise comparativa entre as soluções mostra que a concepção em material compósito apresenta uma diminuição de peso considerável acompanhada de ligeira diminuição de custo, o que permite concluir que ela se apresenta como uma alternativa técnica e economicamente viável e interessante do ponto de vista de ganho em desempenho da aeronave.

Esta dissertação apresenta o projeto preliminar e análise estrutural estática linear da concepção para a região pressurizada traseira da fuselagem de uma aeronave de pequeno porte envolvendo as estruturas primárias: cavernas, reforçadores, revestimento, placas de piso, vigas de piso e suporte do piso. Aplicam-se os requisitos de projeto e certificação aeronáutica (RBHA/FAR/JAR parte 23). Para o dimensionamento preliminar consideram-se os casos de cargas de pressurização e manobras em vôo: arfagem e guinada. A escolha da geometria é baseada em recomendações bibliográficas, catálogos, manuais e históricos das indústrias aeronáutica. Para analisar a estrutura utilizam-se ferramentas computacionais de CAD (CATIA) e CEA (MSC.PATRAN, MSC.NASTRAM e FEMAP) para o desenvolvimento. O CATIA V4 é usado para modelagem de geometria, MSC.PATRAN 2000 r2 como gerador de malha e pré-processador, MSC.NASTRAN 2001 como solver e o FEMAP 8.20 como pós-processador e visualizador dos resultados. Estes resultados, baseados no método de elementos finitos, determinam as tensões, deslocamentos e as margens de segurança da estrutura.

Inicialmente, é apresentada no Capítulo 1 uma exposição bibliográfica sobre o tema e conceitos gerais da Dinâmica Estrutural. Os métodos aplicados neste trabalho são revisados e um resumo da teoria de cascas finas cilíndricas é apresentado.. No Capítulo 2, utilizando a teoria de viga de Euler-Bernoulli considerando o Principio de Hamilton, as equações de movimento são obtidas através das equações de Lagrange, que descreve o movimento em um plano transversal. Para esse fim aplica-se o Método dos Elementos Finitos, onde o elemento de viga possui dois pontos nodais e três graus de liberdade em cada nó, dois deslocamentos e uma rotação. Como resultado, cada elemento produz 6 equações diferenciais. As matrizes de massa, giroscópica, e rigidez, são obtidas pela integração das equações das energias, e pelas diferenciações envolvidas nas equações de Lagrange; No Capítulo 3 é apresentado o mesmo procedimento utilizado no Capítulo 2, porém, utilizando-se uma formulação que considera elementos de cascas cilíndricas circulares. Finalmente, no Capítulo 4 é apresentada uma formulação onde o escoamento estável de um fluido é descrito pela teoria clássica do escoamento potencial, e o movimento da casca pela teoria de cascas finas de Sanders. As equações do movimento para casca e fluido são resolvidas através do Método dos Elementos Finitos. Com as matrizes obtidas, um código computacional escrito em Matlab efetua a montagem das matrizes globais do tubo e simula a resposta do tubo de acordo com as dimensões estabelecidas, o material, a velocidade do fluido, pré tensão e pressão hidrostática. Para se obter a resposta no domínio do tempo, o procedimento de integração de Newmark foi adotado. Este programa computacional foi testado e comparado com sucesso com casos relatados pela literatura. Os resultados obtidos com a variação da velocidade do fluido mostram uma auto-excitação nas proximidades da velocidade critica.