A alta performance termo-mecanica dos compositos de carbono reforcados com fibras de carbono (CRFC) tem feito com que estes materiais sejam utilizados na industria aeroespacial, principalmentecomo insertos de gargantas de motor-foguete e discos de freios de aeronaves. Devido as condicoes extremas de temperatura e pressao, asfibras de carbono devem ser dispostas no composito, no minimo, em tres direcoes ortogonais (3D) para evitar, dentre outros fenomenos prejudiciais, delaminacoes durante o uso e a fabricacao do material.A Divisao de Materiais do IAE vem, ao longo dos ultimos anos, desenvolvendo processos e caracterizando materias-primas nacionais para obtencao de CRFC-3D de aplicacao aeroespacial. Esforcos tambem tem sido feitos para caracterizar os compositos obtidos, uma vez que nao existem normas de ensaios padronizadas para estes materiais.No presente trabalho, o CRFC-3D foi obtido por processo de densificacao liquida, a baixa pressao, com resina fenolica e piche nacionais. Para a caracterizacao mecanica destes compositos, foram feitos ensaios de cisalhamento interlaminar, e de flexao em quatro pontos. As superficies de fratura foram analisadas por microscopia eletronica de varredura (MEV). O CRFC-3D obtido foi, ainda, submetido a ensaio de resistencia a ablacao, com temperatura de chama aproximadamente de 2250 graus centigrados. Os resultados foramcomparados com os obtidos com compositos importados (inserto de tubeira e disco de freio), e divergente produzido no CTA. Foi observado, na faixa de massa especifica investigada, que as propriedades mecanicas dos CRFC obtidos sao extremamente sensiveis aos ciclos de densificacao.

Os compósitos carbono reforçados com fibras de carbono (CRFC) são materiais resultantes da união do reforço de fibras de carbono com uma matriz carbonosa. Essa combinação faz com que o material tenha propriedades termo-mecânicas para aplicações a altas temperaturas (1000o - 2800oC). Tais materiais têm sido utilizados, nas últimas três décadas, como gargantas de tubeiras de foguetes e freios em aeronaves militares e comerciais, aplicações estas onde as propriedades térmicas e a baixa massa específica (<2,0 g/cm3) são preponderantes. Este trabalho mostra o estudo para o estabelecimento de parâmetros de processamento de compósitos CRFC aplicados na área de elementos de fricção pelo método de prensagem a quente. Foram estabelecidas as condições de obtenção do reforço, um dos pontos críticos na obtenção dos freios, utilizando-se tecido e feltros de fibras de carbono em diferentes arranjos. Os feltros utilizados foram obtidos experimentalmente a partir de feltros de poliacrilonitrila como material precursor. Estes reforços, tecidos e feltros de fibra de carbono, foram impregnados em uma única etapa com resina fenólica resol aditada com grafite e negro de fumo, sendo em seguida carbonizados a 1000oC. As propriedades físicas e mecânica dos materiais obtidos foram correlacionados com os parâmetros de processamento. Os compósitos CRFC obtidos com diferentes arranjos do reforço apresentaram valores de massa específica aparente entre 0,80 e 1,4g/cm3 e a resistência ao cisalhamento interlaminar entre 1,6 e 5,6 MPa, sendo que o arranjo tecido/feltro mostrou-se o mais adequado para possíveis impregnações posteriores, por apresentar maior porcentagem de poros de transporte. As características finais do CRFC obtido são coerentes com um único processo de impregnação utilizando matriz de resina.

O presente trabalho tem como objetivo desenvolver uma metodologia para o pré-dimensionamento de uma fuselagem de seção circular baseada em uma nova proposta de dimensionamento ótimo por critérios de estabilidade de painéis reforçados submetidos a esforços compressivos. Foi considerado o carregamento resultante de manobras no estudo visando obter a máxima tensão compressiva nos painéis da fuselagem, condição crítica para o dimensionamento pelos critérios adotados. A metodologia foi aplicada no pré-dimensionamento dos componentes estruturais básicos da fuselagem de uma aeronave executiva com configurações para 7 a 9 passageiros. Para testar a precisão da metodologia proposta e validá-la, foram construídos modelos de elementos finitos para a configuração geométrica obtida. A configuração geométrica ótima da estrutura obtida através da aplicação da metodologia proposta é bastante distinta das usualmente utilizadas na indústria aeronáutica atual. Esta configuração foi apresentada e sua validade discutida. A metodologia desenvolvida mostrou-se eficaz, apresentando resultados satisfatórios, com precisão adequada para uma ferramenta utilizada nas etapas iniciais do desenvolvimento.

Este trabalho tem como objetivo otimizar um painel reforçado de material compósito para cargas de colapso e crítica de flambagem especificadas inicialmente. O objetivo da otimização é a redução do peso do painel garantindo que estas cargas serão suportadas. Utilizou-se uma ferramenta de otimização linear (SOL200 - Nastran), e a estratégia utilizada para representar a região de pós-flambagem do painel é baseada em coeficientes de correção, oriundos de análises linear e não-linear realizadas a cada ciclo de otimização, que são aplicados nas restrições. Consideraram-se como restrições a carga crítica de flambagem, tensão de crippling e a falha de uma camada de fibra do painel. Por fim foi realizada uma análise dos resultados considerando variáveis contínuas e discretas e em ambos os casos conseguiu-se uma redução de peso considerável.

O presente trabalho objetiva avaliar o comportamento da solda por atrito, Friction Stir Welding (FSW), no regime de flambagem e de pós-flambagem quando esta é utilizada para unir os reforçadores em painéis aeronáuticos típicos. Para tal dois painéis aeronáuticos em alumínio equivalentes, um deles reforçado utilizando fixação por rebites e o segundo utilizando fixação por FSW foram simulados numericamente. A tecnologia FSW é um método de soldagem a frio por fricção desenvolvido pelo The Welding Institute, em 1991. A utilização deste método resulta em estruturas mais leves e mais simples comparadas ao tradicional processo de rebitagem, porém sem comprometer as propriedades mecânicas dos painéis como fazem os demais tipos de solda, já que não envolve fusão dos materiais a serem soldados. Os painéis foram modelados e simulados no software de elementos finitos ABAQUS através de análises não-lineares incluindo contanto entre as superfícies bem como falha e não-linearidade das propriedades dos materiais. Os resultados finais mostraram uma ligeira vantagem da tecnologia FSW em relação ao processo de rebitagem para os casos analisados.

A utilização de materiais compósitos tem-se tornado cada vez mais frequente em função das excelentes propriedades físicas e estruturais, aliadas à baixa densidade que apresentam. O aumento dos campos de aplicação dos materiais compósitos somente foi possível devido à evolução dos reforços utilizados. A utilização de tecidos tri direcionais como reforços de materiais compósitos melhoram o desempenho e possibilitam sua utilização em campos cada vez mais exigentes, principalmente por reduzir a incidência de falhas por delaminação. Este estudo apresenta o desenvolvimento de um tecido multicamadas tri direcional em fibra de carbono, composto por 6 camadas entrelaçadas entre si, que possa ser utilizado como reforço de materiais compósitos. Utilizando-se o tecido desenvolvido neste trabalho, foram produzidos placas de compósitos pelo processo de saco de vácuo. As propriedades dos compósitos obtidos foram avaliadas por ensaios destrutivos e não destrutivos. Para avaliação das propriedades dinâmico-mecânicas, foi utilizado ensaio não destrutivo de vibração livre amortecida. Os resultados obtidos foram comparados com resultados reportados em literatura para compósitos similares. Para as propriedades de cisalhamento, foi utilizado ensaio de resistência ao cisalhamento, modo Iosipescu, que é um ensaio destrutivo. Os resultados obtidos também foram comparados com os reportados em literatura para compósitos similares. Apesar da baixa uniformidade apresentada pelo tecido, uma vez que o mesmo foi desenvolvido utilizando-se um tear artesanal, os resultados obtidos para os compósitos produzidos com o tecido desenvolvido neste trabalho se mostraram semelhantes aos obtidos em literatura. O que permite afirmar que o tecido multicamadas tri direcionais pode ser utilizado para a fabricação de peças estruturais.

Desde que foi patenteado, no início da década de 90, o processo de união por FSW (Friction Stir Welding) vem despertando a atenção das grandes indústrias aeronáuticas devido às suas vantagens quando comparado aos processos convencionais de junta. No entanto, este é um processo que ainda depende de muito estudo e validação. O trabalho presente visa apresentar um dispositivo de fabricação e montagem simples que pode ajudar neste processo. Ele foi concebido para testar a resistência da solda do tipo sobreposta de reforçadores integrados a impactos, utilizando o conceito largamente conhecido do Ensaio de Charpy.

O presente trabalho aborda a concepção, o desenvolvimento e a otimização de um metamodelo de painel de cobertura aeronáutico, em alumínio, com reforçadores reticulados, resistente à compressão. O objetivo deste trabalho é mostrar que o conceito de painel reticulado apresenta melhores resultados do que um painel de cobertura aeronáutica tradicional, em termos de resistência à compressão e Eficiência Estrutural. Conclui-se que o painel com reforçadores reticulados apresenta resultados em termos de tensão compressiva de colapso de 20% a 30% melhor do que um painel tradicional, para diversas razões de aspecto, e de 10 a 15% em termos de Eficiência Estrutural. Dessa forma, existe um potencial de que a concepção de painéis de revestimento aeronáutico a partir desses metamodelos reticulados apresente um aumento do espaçamento entre os elementos longitudinais de suporte, i.e., nervuras de uma asa ou as cavernas de uma fuselagem, ou mesmo que tais elementos sejam desnecessários em algumas aplicações.

Os satélites e veículos espaciais são expostos a cargas dinâmicas de diferentes naturezas, como harmônica, aleatória, acústica e choques mecânicos. Essas condições severas são transmitidas da estrutura primária do satélite até os equipamentos embarcados, podendo causar a falha da missão devido à fadiga dos componentes eletrônicos. O autor apresenta um modelo analítico novo para avaliar a vida útil de componentes eletrônicos (capacitores, chips, osciladores etc) montados em placas de circuito impresso (PCI). O dano em fadiga é calculado pelo deslocamento relativo entre PCI e componente, rigidez dos terminais, assim como pelos modos naturais de vibrar da PCI e do próprio componente. Métodos estatísticos são utilizados para contagem de ciclos de fadiga. O modelo é aplicado a testes de fadiga experimentais disponíveis na literatura. Os resultados analíticos apresentam a mesma ordem de grandeza dos experimentais.

O objetivo deste trabalho é investigar um modelo de elementos finitos baseado no programa computacional ABAQUS para avaliar tensões em painéis reforçados colados submetidos a cargas de compressão. Pretende-se acessar não somente as tensões no revestimento e reforçadores, mas principalmente observar o comportamento do adesivo estrutural. O modelo proposto nesta análise foi capaz de apresentar bons resultados quanto à previsão de carga de flambagem teórica, comparada com o modelo de elementos finitos (MEF). Foi possível avaliar a carga de flambagem do painel e reforçadores, bem como a carga do início da degradação do adesivo e sua posterior falha. Ensaios experimentais são necessários para verificar a aderência dos resultados à realidade. Além disso, pesquisas devem ser realizadas em torno de critérios de falha do adesivo.