O presente trabalho tem por objetivo contribuir para a redução do peso estrutural de uma aeronave através de estudos sobre a configuração e seleção de materiais da caverna de pressão traseira da fuselagem. Esta aeronave foi motivo de estudo durante a fase de treinamento no Programa de Especialização em Engenharia de responsabilidades do ITA e EMBRAER. O projeto conceitual da aeronave tem como base a família de aeronaves EMBRAER 170/190, sendo, portanto o projeto da caverna de pressão traseira desenvolvido especificamente para estas aeronaves. A metodologia utilizada para o desenvolvimento do projeto da caverna considera a utilização de materiais compósitos na estrutura bem como realiza um estudo sobre a configuração geométrica ótima da caverna visando obter uma maior eficiência estrutural. As configurações analisadas partem de uma caverna de pressão traseira plana, passando por configurações com 40 e 20 graus de ângulo meridional atée a uma configuração similar ao encontrado hoje na família EMBRAER 170/190, de aproximadamente 51 graus. As configurações da caverna foram modeladas através do software CATIA V4 e posteriormente exportadas para o MSC.PATRAN Versão 2001 com o intuito de se realizar as devidas analises. O material selecionado para compor o laminado ée o carbono/epóxi disposto em forma de tecido pré-impregnado de resina. Este material demonstrou ser bastante adequado ao projeto por apresentar altas razões resistência/peso e rigidez/peso e ainda possuir alta resistência à fadiga quando submetido principalmente ao carregamento de tração. Este material atualmente ée largamente utilizado na indústria aeronáutico sendo alvo de diversas pesquisas possuindo dessa forma uma grande variedade de resinas, fibras e arranjos dos mesmos. Dentre as configurações analisadas para a caverna de pressão traseira, a caverna com ângulo meridional de aproximadamente 51 graus revelou ser a melhor escolha em termos de projeto por apresentar o menor nível de tensões e baixos valores de deslocamentos e massa estrutural. Esta configuração permitirá a obtenção de um conjunto caverna/anel de menor massa. A caverna plana demonstrou ser extremamente ineficiente do ponto de vista estrutural, resistindo basicamente aos esforços de pressurização através de flexão, sendo necessária uma maior massa estrutural para obter um nível de tensões e deslocamentos equivalente à configuração de 51 graus de ângulo meridional. As demais configurações demonstraram possuir características intermediárias entre a configuração plana e de 51 graus.

Este trabalho apresenta a modelagem em elementos finitos da estrutura do Itasat, um satélite universitário coordenado em parceria pelo Instituto Nacional de Pesquisas Espaciais (INPE) e pela Agência Espacial Brasileira (AEB). Em toda a estrutura do satélite utiliza-se placas-sanduíche com núcleo de colméia e faces isotrópicas, ambos em alumínio. É apresentado, então, um modelo de elementos finitos de três camadas para a análise destas placas, sendo o núcleo modelado por elementos sólidos (CHEXA) e as faces representadas por elementos de placas (CQUAD4). É utilizado para tal, o programa comercial MSC. Nastran. Também o modo de junção dos painéis internos do satélite é analisado. Estes painéis formam ângulos retos entre si, que transferem tração, compressão e cargas de flexão de um painel ao outro, como as juntas-T. Juntas coladas e parafusadas são usadas e alguns comentários são feitos. Como a análise de estruturas grandes e/ou complexas muitas vezes excedem a capacidade computacional, a divisão em subestruturas se torna necessária. Assim, este trabalho apresentou formas de subestruturação estática (Método dos Deslocamentos) e subestruturação dinâmica, também conhecida como Síntese Modal de Componentes, pelo método de Craig-Bampton. Observa-se que o uso de subestruturas apresenta resultados muito próximos aos de uma estrutura completa, tornando válidas as técnicas apresentadas.

Este trabalho tem como objetivo projetar e analisar a caverna de pressão traseira de uma aeronave corporativa, propondo uma solução que melhor atenda aos requisitos de projeto. Ao longo do trabalho são aplicadas diversas técnicas utilizadas no meio aeronáutico sendo que tais técnicas são explicadas de maneira a poderem ser reproduzidas e para substanciar as decisões tomadas. O trabalho começa com uma análise dos requisitos de certificação e exigências necessárias a este tipo de aeronave; partindo deste ponto seguem os trabalhos de concepção da caverna. No início da concepção são definidos a geometria da caverna, material e as possíveis configurações. Para a definição da configuração da caverna são levados em conta critérios econômicos, tais como: processo de manufatura, peso estrutural e vida em fadiga. A configuração da caverna de pressão escolhida possui um domo esférico de baixa curvatura, a qual se mostrou a mais interessante por ocupar pouco espaço comparado com as demais configurações abordadas e ter uma distribuição de tensão quase uniforme. O desvio na tensão se deve à fixação da caverna na fuselagem, onde ée utilizado um anel de fixação, o qual facilita a união entre as partes devido esta solução prover maior espaço para a rebitagem. Após a definição da configuração, são feitas análises de tensões, análises de vida em fadiga e tolerância ao dano. Na análise de tensões, verificou-se a necessidade de aumentar a espessura do domo próximo aos locais onde existem concentradores de tensão. Sendo assim, foi definido que este deve ser fabricado com a maior espessura e posteriormente ser usinado quimicamente. Ao final do trabalho, foi possível obter uma configuração da caverna de pressão bastante simples, composta de um anel reforçador e um domo inteiriço, diferentemente de muitas soluções encontradas, onde o domo ée particionado, o que aumentaria o peso e a complexidade da estrutura.

Este trabalho tem como objetivos; i) instrumentar uma torre de impacto do tipo DTT (Drop Test Tower), ii) desenvolver rotinas e programas para medição dos dados adquiridos nos ensaios experimentais, iii) investigar e analisar experimentalmente e numericamente o comportamento estrutural de laminados compósitos sujeitos a cargas impulsivas de impacto. Ensaios de impacto foram realizados em diferentes níveis de energias utilizando placas laminadas com diferentes lay-ups e espessuras representativas da industria aeroespacial. Os ensaios de impacto foram conduzidos no Laboratório de Estruturas Inteligentes e Materiais Compósitos do ITA utilizando uma torre vertical de impacto em queda livre do tipo DTT (Drop Test Tower), o qual foi implementada e instrumentada no laboratório. Modelos numéricos utilizando elemento sólido tri-dimensional e elementos de placa disponíveis no software comercial ABAQUS/Explicit foram desenvolvidos para prever o comportamento estrutural dos laminados sob a ação de cargas de impacto. Para isso, quatro modelos constitutivos foram utilizados neste trabalho: (1) modelo de iniciação e progressão de dano com degradação dependente do tempo utilizando elementos de casca, (2) modelo de iniciação e progressão de dano com degradação dependente do tempo utilizando elementos sólidos contínuos (3) modelo iniciação e progressão de dano baseado na Mecânica Contínua do Dano (Continuum Damage Mechanics-CDM) empregando elementos de casca, (4) modelo iniciação e progressão de dano baseado na Mecânica Contínua do Dano usando-se elementos sólidos contínuos, ambos propostos por Donadon et al., 2008 . Os resultados numéricos obtidos utilizando ambos modelos foram calibrados e validados com base nos resultados experimentais obtidos nesse trabalho.

O presente trabalho encontra-se dividido em três principais análises. Estas foram avaliadas via método de elementos finitos para obter uma predição do comportamento de uma viga sanduíche. Estas vigas são constituídas em materiais compostos de faces laminadas em carbono-epóxi e núcleo de espuma rígida de polímero e foram analisadas, mediante simulação com elementos C3D8R hexaédricos tridimensionais. A primeira análise foi realizada com o objetivo de determinar o comportamento estático detalhado do campo de tensões presentes nas faces, núcleo, assim como na interface núcleo-laminado. A segunda análise tem como objetivo descrever o comportamento da flambagem estática não-linear da viga sanduíche. A terceira análise tem o objetivo de estudar a flambagem da viga submetida a cargas estáticas axiais em conjunto com cargas dinâmicas de variação senoidal. Ao final apresenta-se uma comparação dos resultados das análises lineares e não-lineares. As análises numéricas mostram os efeitos das excitações dinâmicas quando associadas às cargas de compressão axial com o fim de compreender as possíveis falhas das estruturas sanduíche. Todas as análises presentes neste trabalho foram avaliadas para uma viga sanduíche engastada em uma extremidade e livre na outra. As simulações numéricas foram realizadas usando o programa comercial ABAQUS CAE 6.5-1. Não-linearidades geométricas foram consideradas nos modelos de elementos finitos de flambagem dinâmica.

O objetivo deste trabalho é propor um método de otimização estrutural de asas aeronáuticas em material compósito pelo método natural do Recozimento Simulado (Simulated Annealing), visando a minimização do peso da aeronave. Para atingir tal objetivo, uma planilha Excel foi desenvolvida com o auxílio de programação em Visual Basic de maneira a deixar o processo de otimização automatizado. Este processo utiliza o MSC-Nastran para obter as soluções linear estática e de fator de carga crítica de flambagem do modelo previamente gerado pela planilha. São variáveis de projeto o número de camadas dos laminados, em orientações a 0, -45, 45 e 90 graus, assim como também o número de nervuras e de reforçadores. Previamente à otimização da asa em material compósito uma asa aeronáutica fabricada em material metálico também foi otimizada, visando avaliar o método em uma estrutura mais simples e com um número menor de variáveis envolvidas.

Placas retangulares reforçadas em uma direção e sujeitas à flambagem por compressão, na mesma direção dos reforçadores, são estruturas de aplicação usual principalmente no extradorso ou intradorso de asas de aeronaves. Devido à excentricidade dos reforçadores, alguns cuidados devem ser tomados na aplicação da carga na análise linear de flambagem. Se uma placa carregada não permanece plana antes de flambar, a flambagem pode fisicamente não ocorrer e, consequentemente, a carga de flambagem determinada numa análise linear será ilusória. Este trabalho apresenta uma expressão analítica, com base na linearização do problema em relação ao campo de deslocamentos, para a carga na qual placas reforçadas flambam globalmente, comparando-a a resultados rigorosos.

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.