Fundamentos de Engenharia Aeronáutica - Volume único

síntese que estabeleça um conjunto de detalhes, antes que a análise estrutural possa ser
empreendida. A fase da síntese confia na experiência do projetista conjuntamente com o uso
de equações simples. Existem programas complexos de análise que contém toda experiência
passada, mas mesmo assim é importante ter uma visão da maneira como a estrutura reage e
transmite cargas. Esta seção do presente capítulo analisa as considerações preliminares do
projeto estrutural de um avião e sugere as técnicas que podem ser usadas para começar o
processo do projeto.
A estrutura de um avião deve ser projetada de modo que satisfaça um certo número de
exigências conflituosas. O problema fundamental é conseguir um peso baixo com um custo de
produção aceitável, e ao mesmo tempo assegurar, resistência (“Strength”), rigidez
(“Stiffness”) e fFuncionalidade (“Serviceability”)
Cada uma destas três características da estrutura é dependente do tempo e é afetada
pelos danos causados e pela deterioração em serviço e também na repetição das cargas
aplicadas. O projetista deve assegurar a integridade da estrutura face à fadiga e à corrosão.
Estes efeitos devem ser considerados no inicio do projeto da estrutura de modo a
assegurar de que as áreas de problemas potenciais sejam evitadas e os membros estruturais
críticos, que garantem a segurança de vôo, possam ser prontamente inspecionados em serviço.
Grande parte do projeto e da análise de uma estrutura procura assegurar que as
exigências em termos de resistência sejam satisfeitas inicialmente e durante toda a vida do
avião.
As exigências para a fuselagem especificam condições de carregamento baseadas em
experiência passada nas condições de:
a) Manobra simétrica do vôo e casos de turbulência do ar.
b) Casos de vôo assimétrico.
c) Cargas que se manifestam enquanto o avião está em contato com o solo.
d) Casos suplementares para assegurar situações específicas ou componentes da fuselagem.
As exigências permitem que o valor do carregamento possa ser avaliado em termos de
uma condição limite, que é a aplicação mais severa encontrada para uma dada probabilidade.
Esta exigência do limite é suplementada por uma indicação da freqüência de ocorrência das
circunstâncias onde o valor de carregamento é mais baixo do que o máximo, a fim permitir
que a avaliação a fadiga possa ser empreendida.
Dois fatores são geralmente aplicados as condições limite:
a) Fator de prova, frequentemente 1, que deve se assegurar de que não haja nenhuma
deformação permanente inaceitável após a aplicação das condições de limite.
b) Fator final, que é eficazmente um fator de segurança. Na maioria de casos é 1,5 embora
haja uma tendência para que seja reduzido no avião militar. Com o fator final pretende-se
cobrir incertezas nas cargas e nas propriedades do material.
Tensão: O processo de cálculo de tensões consiste em relacionar as cargas aplicadas às
propriedades e às dimensões materiais dos membros estruturais. O resultado é indicado por
um fator de segurança, que é a relação da força potencial do componente dado com o
carregamento aplicado na condição real.
Rigidez: A rigidez total de uma estrutura deve ser a suficiente de modo a assegurar que,
durante a operação do avião, nenhumas das distorções que possam ocorrer excedam um valor
aceitável. Há algumas situações simples tal como a rigidez do chão da cabine, outras situações
podem ser mais complicados como a rigidez à torção da asa. A maioria dos efeitos da rigidez
são resultantes da interação da estrutura com o escoamento exterior (aerodinâmica), chamado
efeito de aeroelasticidade. Os efeitos de aeroelasticidade podem ser divididos em duas
categorias:
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