O presente trabalho apresenta uma metodologia para o dimensionamento das articulações, estrutura e sistema de atuação de um leme de material compósito para um jato regional. As principais partes da estrutura, do mecanismo que suporta o leme e o sistema de atuação são idealizados como um sistema multi corpos. Diversas análises são feitas assumindo o leme e as articulações como corpo rígido, facilitando o pré-dimensionamento dos atuadores e das articulações e servindo de base para o desenvolvimento de um modelo que inclui a flexibilidade estrutural das partes. O modelo flexível descreve de forma mais acurada o comportamento mecânico do sistema e ée utilizado para verificar o projeto proposto.

The increasing appliacations of composites in aeronautical structures and the resulting need for joining and repairing them impose the necessity of accurate and practical design tools. This works aims at evaluating the applicability of a one-dimensional analytical model for adhesively bonded scarf repair in composites plain plates under in-plane tension. The elastic part of this model is thoroughly described and improvements in its mathematical formulation are included. Then, the algorithm is implemented using MATLAB. This computational code is validated by means of a comparison of its output to the results of a simple example solved by hand. The code outcome concerning the analysis of adhesive shear strain distribution seems reasonable, except for negative values obtained for certain configurations. Next, the same problem is approximated by a set of different two-dimension finite element models, computed using the MSC.NASTRAN solver. This set comprises stepped-lap joint models, with different degrees of mesh refinement, and a scarf joint model. Based on their results, the difficulty in meshing such joints is highlighted, the advantages of the utilization of locally refined meshes are emphasized, and singularities are identified. Finally, the comparison of the analytical to the numerical results leads to the conclusion that the analytical model is applicable only to qualitative studies of joints between (or repairs in) laminates with a relatively high number of plies.

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.

Materiais compósitos avançados, que consistem basicamente de fibras de alta resistência e rigidez embebidas em um material matriz, têm revolucionado projetos de aeronaves, pois permitem significante economia de peso e conseqüente ganho de performance. Esses materiais são geralmente empregados na forma de placas laminadas, produzidas pela junção de várias camadas de material compósito, variando-se a orientação das fibras. Desta forma ée possível obter-se um componente estrutural com resistência e rigidez adequadas em cada direção, atendendo mais eficientemente às solicitações de serviço. Neste trabalho são estudadas soluções analíticas para flambagem de placas laminadas retangulares simplesmente apoiadas, submetidas a carregamento biaxial. São apresentados estudos paramétricos e comparações entre cargas de flambagem obtidas com a teoria clássica e a teoria de primeira ordem. A teoria clássica superestima cargas de flambagem e os erros resultantes são significativos em placas espessas. Os maiores erros encontrados aproximam-se de 100% para placas com a razão largura / espessura igual a 10 e baixos módulos de cisalhamento transversal, considerados infinitos pela teoria clássica.

Este trabalho visa analisar três diferentes famílias de compósitos laminados de fita unidirecional contínua de fibra de carbono com módulo de elasticidade nominal de 241 GPa, pré-impregnada com resina epóxi modificada de cura a 180C, em ensaios dinâmico-mecânicos de flexão em três pontos, pelo uso de um analisador térmico dinâmico-mecânico (DMA). Os ensaios foram realizados em espectro de freqüências entre 0,1 Hz e 100 Hz. Ênfase foi dada na determinação da temperatura de transição vítrea Tg onset, comparando-a com os valores das Tg obtidas pelos máximos do módulo de perda e de tan d. Curvas mestras também foram construídas analiticamente para as diferentes famílias de laminados. A análise dos resultados obtidos mostra que os valores de Tg onset variaram de 186C a 202C, em função do aumento da freqüência de 0,1 Hz a 100 Hz, análise esta explicada pelo comportamento viscoelástico da resina. A comparação dos resultados mostra que a absorção de umidade do ambiente, em condicionamento higrotérmico involuntário, afetou de maneira significativa os valores de Tg onset, com reduções de cerca de 40C. Curvas mestras das amostras de laminados Zero com fibras transversais, direção dominante pelo sistema de resina, mostram para um espectro amplo de freqüências, que à medida que aumenta a temperatura de referência de 25C para 176C, a curva é deslocada para a direita e espera-se para freqüências inferiores a 100 Hz uma queda acentuada do módulo de armazenamento em flexão E'. Por outro lado, curvas mestras dos laminados mais balanceados, tais como das famílias Fuselagem e Revestimento de Asa, quase-isotrópico, mostram variação menor que 10% do módulo de armazenamento em flexão na faixa de freqüências de 100 Hz a 10-7 Hz, esta última freqüência equivalente a um período de aproximadamente 115 dias, para as temperaturas de referência de 25C e 80C.

O uso de materiais compósitos em estruturas aeronáuticas pode proporcionar algumas vantagens, tais como redução do peso e conseqüente redução no consumo de combustível, e redução do custo de manutenção. Estas vantagens estimulam o aumento da utilização de materiais compósitos e o desenvolvimento de técnicas para repará-los. O dimensionamento e análise dos reparos em estruturas aeronáuticas, visando estimar o comportamento elástico e a resistência, são desejáveis para redução de custo de ensaios e aumentar a segurança destas estruturas. O trabalho a seguir tem como objetivo avaliar um modelo analítico de reparo/junta, onde os aderentes são modelados como vigas ou placas em flexão cilíndrica e são consideradas como laminados ortotrópicos, modelados pela teoria clássica de laminados, e o adesivo é modelado como molas em cisalhamento e em tração ou compressão. Neste modelo as equações de equilíbrio são baseadas no equilíbrio de forças diferenciais considerando o equilíbrio dos elementos dentro e fora da junta. Os carregamentos podem ser escolhidos de forma arbitrária. Os resultados, carregamento versus deformações (comportamento elástico), serão comparados com outro modelo analítico onde o adesivo é modelado considerando apenas seu cisalhamento, e com resultados de modelos de elementos finitos computados utilizando o programa MSC.NASTRAN.

O desenvolvimento de compósitos SiCF/Ti é de interesse para a indústria aeroespacial por ser um material leve, com elevada resistência mecânica e à oxidação. A obtenção desse material é conseguida, de uma maneira inovadora, pela infiltração da matriz de titânio em uma pré-forma de carbeto de silício biorientada. A elevada reatividade do titânio com as fibras de carbeto de silício torna necessária a proteção das fibras de carbeto de silício obtida por meio de recobrimento com carbeto de titânio. O carbeto de titânio diminui a taxa de reação interfacial fibra/matriz, inibindo o processo de difusão das espécies pela interface. A densificação do compósito é obtida convencionalmente pela infiltração de metal líquido com aplicação de pressão, todavia este método mostrou-se inadequado devido a temperatura de fusão do titânio, 1668 C, nesta temperatura o metal reage prontamente com as fibras formando fases frágeis do tipo TixSiy, identificadas por difração de raios X. Alternativamente, a inclusão de matriz de titânio foi conseguida pela infiltração de uma suspensão alcoólica de TiH2 nos poros da pré-forma, seguido de sinterização. A sinterização do titânio ocorre a 1200 C, nesta temperatura não ocorre formação de fases frágeis. Porém, por essa técnica não é possível a total densificação da pré-forma, pela dificuldade de se preencher os poros entre as fibras, resultando em um compósito com elevada porosidade, que foi observada por microscopia eletrônica de varredura. A infiltração com uma suspensão aquosa é inviável por causa da dissolução do TiH2, solúvel em água.

A pesquisa e o desenvolvimento de materiais com gradiente funcional (FGM) têm recebido muita atenção nos últimos anos, na tentativa de explorar as variações de propriedades dos materiais em função da posição, baseadas nas diferenças de composição química, microestrutura ou ordenação atômica. Neste trabalho é mostrado o desenvolvimento da técnica de obtenção do FGM no sistema alumina - cromito de lantânio (Al2O3 - LaCrO3), para aplicação como materiais absorvedores de radiação eletromagnética (MARE) em altas temperaturas (acima de 1500 C). Para tanto, foi necessário aprimorar a técnica de obtenção do LaCrO3 via reação no estado sólido e aperfeiçoar o processamento cerâmico para obtenção do compósito. A fase LaCrO3 foi sintetizada a partir da mistura dos óxidos La2O3 e Cr2O3, na proporção estequiométrica 1:1 (mol). Os parâmetros de processamento foram otimizados em função das fases cristalinas obtidas e caracterizadas por difração de raios X. Para obtenção da análise semi-quantitativa das fases foi utilizado o método de Rietveld. As temperaturas de reação e de formação da fase cristalina intermediária (La2CrO6) até a formação da fase LaCrO3 foram determinadas por meio de análise térmica diferencial (ATD) e análise termogravimétrica (ATG). A Al2O3 utilizada como matriz do FGM foi utilizada tanto na fase pura como dopada com 10% de vidro de lantânio. Na fabricação do FGM foram preparadas composições utilizando-se as fases Al2O3 e LaCrO3, variando-se as proporções entre as duas fases nas diversas camadas do compósito. Na tentativa de inibir a formação da fase LaAl11O18, o compósito FGM foi sinterizado com adições de vidro de lantânio (10%) na matriz de Al2O3. O FGM foi conformado com a utilização das técnicas de prensagem uniaxial (80 MPa) e prensagem isostática a frio (300 MPa) e sinterizadas ao ar entre 1500 e 1650 C. A microestrutura e a integridade da interface entre as camadas do FGM foram avaliadas por microscopia eletrônica de varredura (MEV). O LaCrO3 foi obtido com 99,7% de pureza e 0,3 % de CrO não reagido. Na sinterização do FGM foi observada a reação entre a Al2O3 e o LaCrO3 com a formação da fase LaAl11O18 na forma de placas interligadas. Com a presença da fase vítrea na matriz de Al2O3 a reação da fase LaAl11O18 foi inibida parcialmente. Nas interfaces do FGM não foram observadas descontinuidades.

In the analysis of composite beams (laminate or sandwiches), sometimes it is very important to estimate the effect of the transverse shear (direction z). Many works about this theme were already developed (beam and plate theories, Zig-Zag theories, full three-dimensional approaches), each one with its own advantages and disadvantages (intrinsic inaccuracy, large number of degree of freedom, great computational effort). A point to observe is that those theories, in general, are unable to solve problems involving highly located effects, such as those associated to free-edges, cut-outs and concentrated loads. In those cases the most appropriate strategy is, probably, to adopt a global-local solution where the global response is calculated being used of beam theories and then, in the required regions, a detailed local solution is obtained using three dimensional approaches. The main concern, in a global solution, is to find a theory sufficiently robust and relatively easy of being applied that allows to evaluate the value of this stress, with a certain degree of precision. It should be observed that is practically impossible to obtain any experimental results that sustain a mathematical development, except in particular cases. In this work, aiming the application in a global solution and using a novel theory for laminated composite beam, it was developed a finite element beam model which showed to be very accurate. A cantilever sandwich beam was used to compare the results from two models: the first obtained from the developed beam element (mesh with 10 elements) and the second obtained using a fine two-dimensional FEM mesh (8000 elements), solved by the commercial finite-element code MSC NASTRAN. The differences between the results, at the worst case (on the fixed edge), were less then 10%.

Com o aumento da complexidade geométrica das peças em materiais compósitos associada à necessidade de desempenho estrutural, cada vez mais a indústria aeroespacial e aeronáutica vem buscando desenvolver processos de fabricação que atendam a essas necessidades associada à redução de custo, peso e à integração de componentes. Assim, processos de infusão de resina líquida como Moldagem por Transferência de Resina (RTM) e Moldagem por Transferência de Resina Assistida por Vácuo (VARTM) vem se destacando para a fabricação dessas peças. O objetivo do presente trabalho é avaliar o comportamento mecânico de compósitos termorrígidos obtidos através dos processos de infusão RTM e VARTM, considerando a resistência à tração, resistência à compressão, cisalhamento no plano e cisalhamento interlaminar na temperatura ambiente e sob condicionamento a alta temperatura e na presença de umidade. O trabalho se propõe ainda a comparar variações no processo VARTM por meio da análise do tempo de infusão da resina no compósito, porosidade e porcentagem volumétrica das fibras. A análise dos resultados dos ensaios mecânicos mostra que as propriedades dependentes da matriz apresentaram reduções significativas após condicionamento ambiental (alta temperatura e umidade), provavelmente devido à degradação e à absorção de umidade. A resistência à compressão apresentou redução de 15 a 50%, resistência ao cisalhamento interlaminar de 39 a 50% e cisalhamento no - plano de 21 a 41%. Os compósitos fabricados pelo processo VARTM apresentaram maior queda das propriedades em relação aos compósitos fabricados pelo processo RTM, pois a resina DGEBA mostrou ser mais susceptível a umidade que a resina TGMBA. As propriedades dependentes do reforço são menos suscetíveis ao condicionamento ambiental. No caso da propriedade de resistência a tração, a mesma também apresentou redução dos valores, mas em proporções menores sendo de 1 a 7%. A análise de variações do processo VARTM indica que a qualidade do compósito fabricado por VARTM depende da quantidade e posicionamento das linhas de resina e de vácuo. O posicionamento e a quantidade dessas linhas podem gerar porosidade, delaminações, aumentar o tempo de infusão e reduzir a fração volumétrica das fibras.