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.

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.

Este trabalho tem como objetivo a definição dos materiais, processos de fabricação e layout estrutural do leme de uma aeronave executiva/corporativa de longo alcance, derivada do jato da EMBRAER EMB-195. O trabalho contempla um estudo da influência do layout estrutural do leme em material compósito sobre as propriedades estruturais de flambagem, índice de falha e deslocamentos da estrutura, utilizando-se ferramentas computacionais de modelagem e de análise estrutural. Foram consideradas uma configuração utilizando o processo de fabricação pelo método one-shot e outra configuração com fabricação por rebitagem. Concluiu-se que a configuração que utiliza o método one-shot apresenta peso e custo de produção inferiores, sendo a mais adequada para aplicação na aeronave em questão.

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.

Esse trabalho apresenta um procedimento de projeto para obtenção de estruturas típicas em aplicações aeronáuticas otimizadas satisfazendo simultaneamente dois critérios: carga de flambagem máxima e freqüência fundamental máxima. As estruturas projetadas estão sujeitas a carregamentos incertos ou não uniformes. Para a representação do carregamento não uniforme utiliza-se uma metodologia de extração de carregamentos auto-equilibrados a partir dos carregamentos físicos que atuam na estrutura. O carregamento auto-equilibrado é definido usando alguns pontos de controle de carga localizados nos contornos da estrutura. O carregamento auto-equilibrado é descrito usando funções lineares por parte. A abordagem matemática do projeto envolve a solução de problemas de otimização "minimax" em dois níveis e simultâneos. Utiliza-se a estratégia minimax com o intuito de se obter o melhor projeto para a pior condição de carregamento. O processo de otimização envolve também o método de Powell e um loop externo de otimização de massa. O loop externo de otimização de massa torna possível ajustar a massa da estrutura de acordo com especificações de projeto e margens de segurança adotadas. As variáveis de projeto da otimização são propriedades geométricas de estruturas e/ou ângulos de orientação das camadas (em estruturas de material compósito). No entanto, em otimizações que utilizam ângulos de orientação das camadas, é necessário utilizar parâmetros de laminação com o intuito de manter a convexidade do problema. Uma nova definição dos parâmetros de laminação foi adotada para aumentar a aplicabilidade do procedimento.

Historicamente, o alumínio tem sido o principal material usado na fabricação de aeronaves. Porém, os requisitos de peso e rigidez estrutural evoluíram de tal maneira que superaram a capacidade das convencionais ligas de alumínio. Como uma solução para suprir a grande exigência, a utilização de materiais compósitos vem sendo crescentemente adotada; caracterizando a maior revolução técnica desde o aparecimento do motor a jato, segundo muitos autores. Apesar da superioridade técnica já ser reconhecida há algumas décadas, a utilização de materiais compósitos em estruturas aeronáuticas era desmotivada pelo alto custo do material quando comparado com o alumínio. No entanto, o domínio da tecnologia de fabricação destes materiais também evoluiu causando uma considerável queda no preço de aquisição de tal matéria-prima. Além disso, como resultado de inúmeras pesquisas, avanços na automação da produção de estruturas em material compósito também fizeram com que o custo de fabricação caísse. Logo, a substituição das convencionais estruturas primárias de ligas metálicas por estruturas de material compósito está se mostrando bastante viável. É nesse contexto que este trabalho insere-se: uma asa de fibra de carbono é projetada em substituição a asa metálica de um "Very Light Jet"; além da convencional atenção com a redução de peso trazida pelo emprego do novo material, aspectos financeiros também são abordados visando mostrar se tal substituição é viável não só tecnicamente como também economicamente.

Este trabalho investiga a aplicação de algoritmos genéticos no projeto estrutural preliminar de uma asa fabricada com materiais compósitos. O objetivo desta otimização é basicamente a minimização do peso estrutural, sujeito às restrições de projeto de carga crítica de flambagem e índice de falha dos laminados (HILL). As variáveis de projeto são classificadas em variáveis de dimensionamento (230 variáveis) e variáveis geométricas (47 variáveis). As variáveis de dimensionamento dos revestimentos, das longarinas e das nervuras da asa são as direções principais dos laminados, o número de camadas a 0, 90, -45 e +45 e a seqüência de laminação. Entre as variáveis geométricas estão as posições das nervuras com relação à raiz da asa na direção da envergadura e os ângulos das nervuras em relação ao eixo longitudinal do avião. A seqüência de laminação utilizada é consistente com o processo de fabricação por "Automatic Tape Laying" - ATL. É proposto um novo processo de otimização onde as etapas de projeto em CAD e o processamento da geometria obtida em CAE (processadores de malha de elementos finitos), visando geração de malhas, são substituídas por um gerador de malhas programado em "Visual Basic for Applications" - VBA, integrado ao "Microsoft Excel ". Este novo processo acelera a análise dos indivíduos permitindo maior rapidez na evolução do algoritmo genético. Quanto à estratégia de otimização, esta foi voltada para redução do tempo computacional. Malhas muito refinadas inviabilizam a aplicação do algoritmo em problemas com muitas variáveis, pois o número de iterações para a convergência aumenta muito com o número de variáveis. Para minimizar este problema se utilizou uma estratégia de otimização onde as malhas de elementos finitos tem seu refinamento variável. Nas primeiras gerações da otimização as malhas são mais grosseiras, permitindo boa exploração do espaço amostral sem aumento significativo do custo computacional. Na medida que a otimização vai convergindo a malha passa a ser mais refinada, possibilitando obtenção de resultados mais confiáveis ao fim da otimização.Além do refinamento progressivo utilizou-se da separação de variáveis para dar mais eficiência ao processo de otimização. Variáveis associadas somente aos laminados foram otimizadas em série com a otimização das variáveis associadas somente à geometria. Este processo de separação das variáveis em subproblemas mostrou-se bastante eficiente já que evita o agrupamento em um mesmo problema de variáveis de naturezas tão diferentes, além de permitir processamento com número reduzido de variáveis em cada etapa. Na etapa de otimização dos laminados se buscou a minimização do peso estrutural, enquanto na etapa de otimização do posicionamento das nervuras buscou-se a maximização do fator de carga crítica de flambagem. Após o estudo detalhado da influência dos parâmetros do algoritmo genético no comportamento da otimização foi possível a criação de diretrizes àqueles que buscam maior eficiência (menor custo computacional) em uma otimização qualquer.

No presente trabalho, implementamos a metodologia de programação ótima no ante-projeto de painel multicamada reforçado para aplicação em estruturas aeronáuticas através da criação do sistema PNOPT - "Otimização de Painéis". O painel reforçado poderá estar submetido a carregamentos de compressão e cisalhamento no plano, alem de carregamento uniforme distribuído sobre a superfície do revestimento. O sistema é capaz de manipular um grande numero de variáveis, sendo ao mesmo tempo portátil (compatível com microcomputadores), modular e de simples manutenção. O procedimento de projeto ótimo de painel é baseado em técnicas de programação matemática não-linear nas quais requisitos de flambagem, resistência, flexão e características geometrias são levados em consideração através de restrições de desigualdade. As variáveis de projeto são a largura e a espessura das camadas do laminado de cada membro da seção transversal do painel. O objetivo é obter projetos de peso mínimo para um dado conjunto de carregamentos, dimensões em planta do painel de deflexão máxima fora do plano do painel. Como otimizador, utilizamos o "ADS" - "Automated Design Synthesis" [15] - com a opção de Aproximação Convexa Seqüencial.

Os métodos para projeto de restauração de pavimentos asfálticos disponíveis hoje no Brasil apresentam diversas deficiências, ao lado de considerações que parecem relevantes. Esta pesquisa trata de um estudo da aplicabilidade dos principais métodos para projeto de restauração de pavimentos asfálticos rodoviários no Brasil, a saber: DNER Pro-10/79, DNER Pro-11/79, DNER Pro-159/85, e do Guia da AASHTO. Os métodos foram aplicados a quatro casos reais de rodovias necessitando de restauração. As soluções apontadas em cada método foram comparadas com a que seria dimensionada através de um modelo para previsão de desempenho do tipo mecanístico-empírico. Foi também realizada uma análise procurando identificar as possíveis diferenças entre os métodos e, neste sentindo, responder o porquê dessas diferenças, indicando possíveis vantagens e desvantagens de cada método. Finalmente, foram apontados os aspectos tecnicamente mais interessantes dos métodos estudados. Os métodos Pro-10, Pro-11 e Pro-159 merecem atenção quanto a alguns de seus recursos que podem vir a ser adotados para estruturação de um método mais consistente. Já o Guia da AASHTO foi o método que apresentou maior consistência com o modelo mecanístico-empírico no que diz respeito ao dimensionamento estrutural do pavimento restaurado.