Reprojeto da estrutura da fuselagem da aeronave AB-115 visando a substituição de materiais metálicos por materiais compósitos

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UNIFEI/IEM Trabalho Final de Graduação 
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Agradecimentos 
Este trabalho não poderia ser terminado sem a ajuda de diversas pessoas às quais 
presto minha homenagem: 
Aos meus pais e irmã, que sempre me apoiaram e possibilitaram que eu cursasse 
Engenharia na UNIFEI. 
A minha namorada e amigos de república, por ajudarem sempre e estarem ao meu lado 
em todos os momentos. 
Ao Thomas Priels pela ajuda e pelos dias passados no Hangar. 
Ao meu orientador, Bruno Sousa, ao meu co-orientador, Antonio Ancelotti, e 
coordenadora de curso, Patrícia Alexandrino, pelo apoio, ajuda, prontidão e suporte na 
confecção e realização deste trabalho. 
A Akaer, a Kraüss Aeronáutica e aos projetos de extensão UIRÁ Aerodesign e 
Coyotes MotoRacing pelo fornecimento dos manuais e por ajudarem com ferramentas. 
A todos os servidores da UNIFEI que participaram da confecção deste trabalho de 
forma direta ou indiretamente. 
 
 
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“Quanto mais nos elevamos, 
menores parecemos aos olhos daqueles que não sabem voar.” 
Friedrich Nietzsche 
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Resumo 
Este trabalho apresenta o estudo do impacto da alteração do material da estrutura da 
fuselagem da aeronave Aero Boero AB-115 de metálico para compósito laminado. Estudo 
esse que irá abranger desde a história da aeronave como surgimento da empresa, como foi a 
entrada do AB-115 no mercado brasileiro, passando por levantamento de dados de projeto 
como distribuição de sustentação, Diagrama V-N, até a parametrização de sua estrutura e 
análise em elementos finitos. Junto a isso, será proposto uma modificação de material, 
alterando a estrutura metálica para composta de carbono, onde será avaliado o impacto dessa 
modificação no âmbito estrutural, fornecendo uma redução de peso de cerca de 60% e um 
aumento da resistência em aproximadamente 25%. 
 
 
 
 
Palavras-chave: Estudo; elementos finitos; material compósito; impacto; Aero Boero. 
 
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Abstract 
This work presents the method of impact of the material of the structure of the aeronautical 
fuselage AB-115 of metal for laminated composite. Evaluation of the progress of the 
company's history as a training company, such as the entry of the AB-115 in the Brazilian 
market, through the survey of project data such as the support distribution, Diagram V-N, to 
the parameterization of its structure and finite element analysis . Next to this, will be propose 
a modification in the material, a metallographic change to the carbon composition, by 
eliminating the impact of that change in the structural layout, a weight reduction of about 
60%, and an increase in strength by about 25%. 
 
 
 
Key words: Study; finite element; composite material; impact; Aero boero aircraft. 
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Lista de Figuras 
Figura 2.1 – Logo Aero Boero S.A e três vistas AB-93 ................................................. 4 
Figura 2.2 – Esboço três vistas AB-115 ......................................................................... 5 
Figura 2.3 – Motor Lycoming O-235 ............................................................................. 6 
Figura 2.4 – Hélice SENSENICH modelo 72CK-050 .................................................... 7 
Figura 2.5 – Tipos de Wing Tips .................................................................................... 8 
Figura 2.6 – Asa AB-115 ................................................................................................ 9 
Figura 2.7 – Perfil NACA23012 ..................................................................................... 9 
Figura 2.14 – Exemplo de envelope de voo ................................................................. 10 
Figura 3.1 – Tipos de compósitos ................................................................................. 11 
Figura 3.2 – Camada na fibra de vidro ......................................................................... 13 
Figura 3.3 – Fibra de Aramida ...................................................................................... 14 
Figura 3.4 – Fibra de Carbono ...................................................................................... 15 
Figura 3.5 – Prendedores .............................................................................................. 18 
Figura 4.1 – Aero Boero AB-115 presente no hangar .................................................. 20 
Figura 4.2 – AB-115 sem asas, empenagens e trem de pouso ...................................... 21 
Figura 4.3 – Interior AB-115, em destaque treliças e espuma isolante ........................ 22 
Figura 4.4 – Partes cabine AB-115 ............................................................................... 23 
Figura 4.5 – Girafa hidráulica ....................................................................................... 23 
Figura 4.6 – Aeronave suspensa e parcialmente apoiada em um dos cavaletes ........... 24 
Figura 4.7 – AB-115 desmontado ................................................................................. 24 
Figura 4.8 – Eixo de referência para medidas .............................................................. 25 
Figura 4.9 – Esboço plano paralelo 2 ........................................................................... 26 
Figura 4.10 – Pontos representativo dos nós da treliça ................................................ 26 
Figura 4.11 – Cockpit em linhas ................................................................................... 27 
Figura 4.12 – Cockpit interligado por superfícies ........................................................ 27 
Figura 4.13 – Chassi cockpit completo ......................................................................... 28 
Figura 5.1 – Tipos de análises no software XFLR5 ..................................................... 31 
Figura 5.2 – Gráfico Cl × Alpha ................................................................................... 32 
Figura 5.3 – Gráfico Cl/Cd × Alpha ............................................................................. 32 
Figura 5.4 – Gráfico de fator de arrasto induzido ......................................................... 34 
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Figura 5.5 – Linhas de corrente asa AB-115 ................................................................ 35 
Figura 5.6 – Distribuição de sustentação asa AB-115 .................................................. 35 
Figura 5.7 – Diagrama V-N AB-115 ............................................................................ 36 
Figura 6.1 – Exemplo de tipos de elementos finitos ..................................................... 39 
Figura 6.2 – Elemento BAR do tipo tubo ..................................................................... 42 
Figura 6.3 – Estrutura AB-115 em elementos finitos ................................................... 43 
Figura 6.4 – Modelo FEM final com aplicação das massas ......................................... 43 
Figura 6.5 – Modelo FEM completo para condição de 1G .......................................... 44 
Figura 7.1 – Deslocamento total condição 1G
em mm ................................................ 46 
Figura 7.2 – Máxima tensão combinada condição 1G em daN/mm² ........................... 46 
Figura 7.3 – Deslocamento total condição 3,8G em mm.............................................. 47 
Figura 7.4 – Máxima tensão combinada condição 3,8G em daN/mm² ........................ 47 
Figura 7.5 – Deslocamento total condição -1,52G em mm .......................................... 48 
Figura 7.6 – Máxima tensão combinada condição -1,52G em daN/mm² ..................... 48 
Figura 7.7 – Deslocamento total condição 3,8G × 1,5 em mm .................................... 49 
Figura 7.8 – Máxima tensão combinada condição 3,8G × 1,5 em daN/mm² ............... 49 
Figura 7.9 – Deslocamento total condição 1G material compósito em mm ................. 51 
Figura 7.10 – Máxima tensão combinada condição 31G material compósito em 
daN/mm² ................................................................................................................................... 51 
Figura 7.11 – Deslocamento total condição -1,52G material compósito em mm ........ 52 
Figura 7.12 – Máxima tensão combinada condição -1,52G material compósito em 
daN/mm² ................................................................................................................................... 52 
Figura 7.13 – Deslocamento total condição 3,8G material compósito em mm ............ 53 
Figura 7.14 – Máxima tensão combinada condição 3,8G material compósito em 
daN/mm² ................................................................................................................................... 53 
Figura 7.15 – Deslocamento total condição 3,8G × 1,5 material compósito em mm .. 54 
Figura 7.16 – Máxima tensão combinada condição 3,8G × 1,5 material compósito em 
daN/mm² ................................................................................................................................... 54 
Figura 8.1 – Conexões de metal ................................................................................... 56 
Figura 8.2 – Estrutura Final do AB-115 ....................................................................... 57 
 
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Lista de Tabelas 
Tabela 2.1 – Dados conjunto motopropulsor. ................................................................. 6 
Tabela 2.2 – Velocidades limites de operação ................................................................ 7 
Tabela 3.1 – Características Fibra de Vidro ................................................................. 12 
Tabela 3.2 – Características Fibra de Aramida ............................................................. 13 
Tabela 3.3 – Características Fibra de Carbono ............................................................. 14 
Tabela 3.4 – Comparativo principais resinas Termorrígidas ........................................ 16 
Tabela 3.5 – Características gerais resinas Termorrígidas ........................................... 16 
Tabela 3.6 – Comparativo principais resinas Termoplásticas ...................................... 17 
Tabela 3.7 – Características gerais resinas Termoplásticas .......................................... 17 
Tabela 3.8 – Materiais mais utilizados em prendedores ............................................... 17 
Tabela 3.9 – Principais tratamentos superficiais em prendedores ................................ 18 
Tabela 4.1 – Lista de ferramentas utilizadas ................................................................ 21 
Tabela 4.2 – Ferramentas de medição utilizadas .......................................................... 25 
Tabela 5.1 – Dados asa desenhada no XFLR5 ............................................................. 35 
Tabela 5.2 – Comparação entre os CLmáx encontrados .................................................. 36 
Tabela 5.3 – Cargas máximas atuantes na aeronave ..................................................... 37 
Tabela 5.4 – Resumo casos de carga ............................................................................ 38 
Tabela 6.1 – Dados do material aço SAE 4130 ............................................................ 40 
Tabela 6.2 – Propriedades do tubo SKU 46404 ........................................................... 41 
Tabela 6.3 – Ply table tubo de carbono ........................................................................ 41 
Tabela 7.1 – Erros nos métodos de CLmáx ..................................................................... 45 
Tabela 7.2 – Resultados de M.S. e F.S. obtidos para o material original ..................... 50 
Tabela 7.3 – Resultados de M.S. e F.S. obtidos para o material composto .................. 55 
Tabela 8.1 – Alterações do reprojeto ............................................................................ 57 
 
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Lista de Siglas e Abreviaturas 
ANAC – Agência Nacional de Aviação Civil 
α – Ângulo de ataque 
AR – Aspect Ratio, Alongamento 
Cd – Coeficiente de arrasto do perfil 
CL – Coeficiente de sustentação da asa 
Cl – Coeficiente de sustentação do perfil 
CLmáx – Coeficiente de sustentação máxima da asa 
DAC – Departamento de Aviação Civil 
F – Força 
F.S. – Fator de segurança 
FAA – Federal Aviation Administration 
I.V.D – Ion Vapor Deposition 
LTA – Laboratório de Tecnologias Aeronáuticas 
m – Massa 
M.S. – Margem de segurança 
MSG – Maintenance Steering Group 
MSI – Maintenance Significant Items 
MTOW – Maximum Take-Off Weight 
FEM – Método dos Elementos Finitos 
SSI - Structural Significant Item 
𝜎𝑦𝑒𝑙𝑑 – Tensão de escoamento 
 𝜎𝑢𝑙𝑡 – Tensão última 
VA – Velocidade de manobra 
VFE – Velocidade máxima com flapes estendidos 
VNE – Velocidade nunca exceder 
VNO – Velocidade de cruzeiro máxima estrutural 
Vs – Velocidade de estol 
VS0 – Velocidade de estol com flapes estendidos 
VS1 – Velocidade de estol com flapes recolhidos 
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x 
SUMÁRIO 
CAPÍTULO 1 – INTRODUÇÃO ................................................................................... 1 
1.1 Motivação e Objetivos .......................................................................................... 1 
1.2 Estrutura do Trabalho ........................................................................................... 1 
1.3 Revisão da Literatura ............................................................................................ 2 
CAPÍTULO 2 – A AERONAVE AERO BOERO AB-115 ........................................... 3 
2.1 Introdução ............................................................................................................. 3 
2.2 História ................................................................................................................. 3 
2.3 A Aeronave ........................................................................................................... 4 
2.3.1 Conjunto motopropulsor e sistema de combustível ....................................... 5 
2.3.2 Limites de velocidade e peso .......................................................................... 7 
2.3.3 Asa .................................................................................................................. 8 
CAPÍTULO 3 – MATERIAIS COMPÓSITOS ........................................................... 11 
3.1 Materiais Compósitos ......................................................................................... 11 
3.1.1 Fibra de vidro ............................................................................................... 12 
3.1.2 Aramida ........................................................................................................
13 
3.1.3 Carbono ........................................................................................................ 14 
3.1.4 Matrizes ........................................................................................................ 15 
3.2 Prendedores ou Fixadores ................................................................................... 17 
CAPÍTULO 4 – MODELAGEM COMPUTACIONAL .............................................. 20 
4.1 Introdução ........................................................................................................... 20 
4.2 Desmontagem da Aeronave ................................................................................ 20 
4.3 Aquisição de Medidas ......................................................................................... 25 
4.4 Modelagem no Software ..................................................................................... 25 
CAPÍTULO 5 – CARGAS NA AERONAVE .............................................................. 29 
5.1 Introdução ........................................................................................................... 29 
5.2 Metodologia de Cálculo ...................................................................................... 29 
5.3 Cargas na asa ...................................................................................................... 30 
5.3.1 Distribuição de sustentação .......................................................................... 33 
5.4 Diagrama V-N .................................................................................................... 36 
5.5 Cargas Totais ...................................................................................................... 37 
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xi 
CAPÍTULO 6 – ANÁLISES ESTRUTURAL EM ELEMENTOS FINITOS ............. 39 
6.1 Método dos Elementos Finitos ........................................................................... 39 
6.2 Materiais ............................................................................................................. 40 
6.3 Propriedades ....................................................................................................... 41 
6.4 Geometria e malha .............................................................................................. 42 
6.5 Condições de carga e contorno ........................................................................... 43 
CAPÍTULO 7 – ANÁLISES E RESULTADOS .......................................................... 45 
CAPÍTULO 8 – NOVA ESTRUTURA E CARACTERÍSTICAS ............................... 56 
CAPÍTULO 9 – CONCLUSÕES E SUGESTÕES PARA TRABALHOS FUTUROS
 .................................................................................................................................................. 58 
9.1 Conclusões .......................................................................................................... 58 
9.2 Sugestões para Trabalhos Futuros ...................................................................... 58 
REFERÊNCIAS BIBLIOGRÁFICAS ......................................................................... 59 
APÊNDICE A – Medidas Cockpit AB-115 .................................................................. 61 
 
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1 
CAPÍTULO 1 – INTRODUÇÃO 
Nos dias de hoje tem sido cada vez mais comuns novidades tecnológicas e avanços em 
materiais como: materiais compósitos, materiais inteligentes, uso de nanotecnologia, entre 
outras. Sendo então produzidos dispositivos e aeronaves cada vez mais eficientes, modernas e 
mais seguras. 
Entretanto, em algumas áreas essas atualizações não foram implementadas, maior 
exemplo disso na aviação brasileira são as aeronaves utilizadas para instrução nos aeroclubes 
e também nas forças aéreas. As principais são os Aero Boeros AB-115 e AB-118, e também o 
Paulistinha, sendo aquelas de 1980 e essa de 1960. 
Diante disso, é observada uma necessidade de atualização e modernização dessas 
aeronaves visto sua ampla utilização, a necessidade de uma instrução mais fidedigna à 
realidade encontrada pelos pilotos após a instrução e a possibilidade de aumento de eficiência 
das aeronaves. 
 
1.1 Motivação e Objetivos 
 
Este trabalho final de graduação tem como objetivo reprojetar uma aeronave que, até 
os dias de hoje, é muito utilizada e que faz parte da história da aviação de instrução brasileira. 
A motivação para a realização desse projeto é a atual demanda mundial por aeronaves 
mais eficientes estruturalmente, sendo possível isso com o uso de materiais especiais, como os 
compósitos. Também, a facilidade de acesso à aeronave e suas partes junto ao potencial de 
desenvolvimento de um protótipo da aeronave em carbono. 
 
1.2 Estrutura do Trabalho 
No Capítulo 1 é apresentada uma breve introdução sobre o trabalho, como será sua 
estrutura e os principais pontos que serão tratados em cada um dos capítulos. 
No Capítulo 2 é apresentada a aeronave e suas características gerais, de desempenho e 
aerodinâmicas. Já no Capítulo 3 são detalhados o processo de desmontagem, aquisição de 
medidas e parametrização da aeronave. No Capítulo 4 serão discutidos e apresentados os 
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2 
resultados do processo descrito no Capítulo 3, e por fim, no Capítulo 5 serão apresentadas 
sugestões para continuação deste trabalho e também as conclusões. 
 
1.3 Revisão da Literatura 
Foi utilizada a metodologia de (RODRIGUES, 2009) para obtenção dos resultados de 
projeto do AB-115 como curva de sustentação por alpha, diagrama V-N, assim como 
(MIRANDA, 2010). 
Já para embasamento teórico, foram utilizadas principalmente (MARTINEZ, 2011), 
(ANCELOTTI, 2016) e (PARDINNI, 2006) para a área de materiais compósitos, referências 
que possibilitaram um melhor entendimento do assunto por inteiro, abrangendo tanto a fibra 
quanto a matriz. 
Também, (PRIELS, 2018) e (TOLENTINO, 2014) serviram como base e 
direcionamento para a análise em elementos finitos, com exemplos de aplicações, condições 
de contorno e modos de obtenção de cargas. Além disso, teve-se como base a análise e uso 
dos manuais de voo, manutenção e operação da aeronave, fornecidos pela fabricante de 
aeronaves Kraüss Aeronáutica. 
 
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3 
CAPÍTULO 2 – A AERONAVE AERO BOERO AB-115 
2.1 Introdução 
 
A aeronave escolhida para o projeto foi a AeroBoero AB-115 presente no Laboratório 
de Tecnologias Aeronáuticas (LTA) da UNIFEI. Um pouco de sua história e principais 
características estão descritas a seguir. 
 
2.2 História 
 
“A Aero Boero S.A. foi uma fabricante de aeronaves monomotoras idealizada em 
1956 pelos irmãos Hector e Caesar Boero. A empresa, com sede em Córdoba na Argentina, 
atuava na produção de aeronaves monomotoras, sendo que, com a perda de mercado, acabou 
dedicando-se apenas a serviços de manutenção e fornecimento de peças, fechando suas portas 
por volta do ano 2000” (LIASCH, 2009). 
Entretanto, a Aero Boero possuiu “anos de glória” em terras brasileiras. Com o 
sucateamento da frota de Paulistinhas e a necessidade de novas aeronaves de treinamento, a 
empresa argentina ganhou foco, visto que “A Cessna havia encerrado a fabricação de todas as 
aeronaves leves, a Piper ainda se reerguia de seu processo de falência, e a Embraer estava 
desativando sua linha de produção de aeronaves leves para se concentrar na fabricação de 
aeronaves comerciais e militares” (FILHO, 2009). 
“Assim, em 1987 a Aero Boero S.A. ganhou da sua rival argentina Chincul o contrato 
com o
antigo Departamento de Aviação Civil (DAC), atualmente Agência Nacional de 
Aviação Civil (ANAC), fornecendo cerca de 400 aeronaves para o governo brasileiro. Estas 
que eram as aeronaves AB-115 e AB-180, semelhantes ao modelo pioneiro da empresa, o 
AB-93 (Figura 2.1), entretanto com novos motores (Lycoming O-235 e O-360 respectivamente) 
devido à dificuldade para obtenção de motores Continental O-200 a partir de 1968” 
(LIASCH, 2009). 
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4 
 
Figura 2.1 – Logo Aero Boero S.A e três vistas AB-93 
Fonte: Aero Boero (2010). 
 
“Muitas das aeronaves AB-115 e AB-180 ainda são utilizadas em boa parte dos 
aeroclubes brasileiros para instrução. Mesmo que um pouco ultrapassados, os Aero Boeros 
apresentam boa visibilidade para frente, são estáveis em voo, tornando várias manobras 
didáticas e previsíveis, além de possuírem estol suave, simétrico e bem advertidos” (AUTOR, 
2018). 
 
2.3 A Aeronave 
 
“O Aero Boero AB-115 é uma aeronave monomotora, equipada com flaps, dotada de 
trem de pouso convencional, asa alta, conjunto de cauda convencional e estrutura mista, esta 
composta por tubos de aço soldados, ligas de alumínio, tela e fibra de vidro. Já sua fuselagem 
é do tipo treliça reticular de aço tratado contra corrosão. Além disso, apresenta na estrutura 
semi-cantiliéver do trem fixo dois montantes ligados à asa” (AUTOR, 2018). 
As principais medidas da aeronave podem ser vistas na Figura 2.2 em que está presente 
um esboço das três vistas. 
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5 
 
Figura 2.2 – Esboço três vistas AB-115 
Adaptado de: Manual AB-115 (2006). 
2.3.1 Conjunto motopropulsor e sistema de combustível 
 
A aeronave é equipada com o motor O-235 da fabricante Lycoming Motor, Figura 2.3, 
esse com 115 HP de potência (caracterizando o código da aeronave), 4 cilindros e 3,85 litros 
cilindradas. Junto a ela costuma-se utilizar hélice bipá de metal, Figura 2.4 (AERO BOERO, 
1998). Para a alimentação do conjunto motopropulsor existem dois taques de combustível, 
alojados nas asas, com 57,5 litros de capacidade cada, garantindo uma autonomia de cerca de 
5 horas de voo, sendo indicado o uso de gasolina de aviação 80/87 octanas. 
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6 
Com isso, tem-se de forma resumida na Tabela 2.1, as características principais do 
conjunto motopropulsor: 
Tabela 2.1 – Dados conjunto motopropulsor. 
Motor 
Fabricante 
AVCO 
LYNCOMING 
Modelo O-235-C2A 
Regime máx. de 
decolagem (a 
2800rpm) 
87,7 kW (115 HP) 
Regime máx. contínuo (a 
2800rpm) 
87,7 kW (115 HP) 
Hélice 
Fabricante SENSENICH Modelo 72CK-0-50 
Nº de pás 2 Diâmetro [mm] 1778 - 1829 
Passo Fixo [mm] 1270 Material Alumínio forjado 2025 
Fonte: Manual AB-115 (2006). 
 
 
Figura 2.3 – Motor Lycoming O-235 
Fonte: Operator’s Manual Lycoming O-235 Series. 
 
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7 
 
Figura 2.4 – Hélice SENSENICH modelo 72CK-050 
Fonte: SENSENICH (2018). 
 
2.3.2 Limites de velocidade e peso 
 
A aeronave apresenta MTOW (Maximum Take-Off Weight) de 770,0 kg tendo o 
auxílio dos flaps, em suas três posições (15º, 30º e 45º) para atingir de forma mais segura e 
rápida a sustentação máxima. Além disso, a AB-115 possui 559,9 kg de peso vazio e suporta 
até 25,0 kg de peso de bagagem segundo (MANUAL AB-115, 2006). 
Também, é importante conceituar as principais velocidades limites da aeronave, sendo 
elas apresentadas na Tabela 2.2: 
Tabela 2.2 – Velocidades limites de operação 
Limites de velocidade 
Velocidade nunca exceder (VNE) [km/h] 220,0 
Velocidade de cruzeiro máxima estrutural (VNO) [km/h] 180,0 
Velocidade de manobra (VA) [km/h] 119,0 
Velocidade máxima com flapes estendidos (VFE) [km/h] 113,0 
Velocidade de estol com flapes recolhidos (VS1) [km/h] 84,0 
Velocidade de estol com flapes estendidos (VS0) [km/h] 68,0 
Fonte: Manual AB-115 (2006). 
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8 
2.3.3 Asa 
 
A asa da AB-115 é do tipo retangular e é equipada com Wing Tips em suas pontas, 
dispositivos inseridos nas pontas das asas para diminuição dos vórtices que geram maior 
arrasto. Assim seu uso pode resultar em economia de combustível e aumento do alcance da 
aeronave, além de outros benefícios variando de acordo com seu tipo, Figura 2.5 (FERREIRA, 
2017). No caso do AB-115 é utilizado o tipo Drooped. 
 
 
Figura 2.5 – Tipos de Wing Tips 
Fonte: Ferreira (2017). 
 
Outro dispositivo presente nas asas são os flaps, superfícies hipersustentadoras que 
geram um ganho de sustentação nas asas, possibilitando à aeronave carregar maiores cargas 
ou diminuir a distância de decolagem. Entre os vários tipos, o AB-115 utiliza do tipo plain em 
parte do bordo de fuga. A estrutura da asa é de liga de alumínio reforçada com barras de 
compressão de aço e, suas wing tips, de fiberglass. Além disso, possui envergadura de 
10,90 m, corda de 1,61 m, e alongamento, do inglês Aspect Ratio (AR) dado pela Equação 
(2.1), de 6,96. As principais medidas da asa podem ser vistas na Figura 2.6. 
2b
AR
S
 (2.1) 
Sendo b é a envergadura em metros e S a área da asa em metros quadrados. 
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9 
 
Figura 2.6 – Asa AB-115 
Adaptado de: Manual AB-115 (2006). 
 
2.3.3.1 Perfil 
 
O Aero Boero utiliza do perfil assimétrico NACA 23012, Figura 2.7, sendo também 
utilizado flaps plain nos últimos ¾ do perfil da asa segundo (MANUAL AB-115, 2006). A 
Figura 2.7 foi gerada por meio do software XFLR5. 
 
 
Figura 2.7 – Perfil NACA23012 
Fonte: Autor (2018). 
 
2.3.3.2 Diagrama V-N 
 
O Diagrama V-N, ou envelope de voo, é uma maneira gráfica de representar e 
verificar as limitações estruturais de uma aeronave, calculada em função da velocidade de voo 
e do fator de carga (n). Este fator é a razão entre a sustentação (L) e o peso da aeronave (W), 
avaliando quantas vezes aquela é maior que esta, medindo em gravidades [g’s], obtido pela 
Equação (2.2). 
L
n
W
 (2.2) 
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10 
 
Assim, o envelope de voo é importante para evitar que o piloto faça manobras que 
submetam a aeronave a cargas dinâmicas que possam destruí-la ou que possam gerar 
deformações permanentes. O Diagrama V-N, Figura 2.8, geralmente é dividido em cinco 
grandes regiões: região de estol, região de deformação permanente, região de falha estrutural 
e região segura. 
 
 
Figura 2.8 – Exemplo de envelope de voo 
Fonte: MIRANDA (2009). 
 
Sendo as curvas AB e AE representativas da região de estol, sendo a primeira para voo 
normal e construída pela Equação (2.3) e a segunda em voo de dorso, sendo dada pela 
Equação (2.4). Já as retas BC e ED representam o fator de carga máxima, fator de carga 
limite, ou seja, aquele no qual a estrutura da aeronave irá se deformar plasticamente durante 
uma manobra. Por fim, a reta CD marca a υD, a velocidade de mergulho que não deve ser 
excedida (MIRANDA, 2009). 
2
2
Lmáxv S Cn
W
   


 (2.3) 
lim lim0,4neg posn n  (2.4) 
 
Sendo S a área da asa em planta, v a velocidade, ρ a densidade do ar e CLmáx o máximo 
coeficiente de sustentação da asa. 
UNIFEI/IEM Trabalho Final de Graduação 
11 
CAPÍTULO 3 – MATERIAIS COMPÓSITOS 
Os avanços tecnológicos têm atingido todas as áreas da engenharia, uma em especial 
tem crescido muito,
a engenharia de materiais. É perceptível o surgimento ou processamento 
de materiais mais leves, resistentes ou ecológicos e também o uso desses materiais em várias 
áreas e lugares. Um desses materiais que vem ganhado bastante espaço na aviação são os 
materiais compósitos devido à baixa densidade aliada a uma maior resistência em relação aos 
materiais metálicos. A pouco tempo, apenas em algumas peças esses materiais eram 
utilizados, hoje em dia já estão sendo realizados testes com aeronaves inteiramente de 
materiais compósitos. 
 
3.1 Materiais Compósitos 
 
Um material compósito é um “material estrutural formado de duas ou mais partes 
constituintes que são combinadas em um nível macroscópico e não são solúveis umas nas 
outras”, portanto, “a característica básica dos compósitos é combinar a nível macroscópico, 
pelo menos, duas distintas denominadas de matriz e reforço” (PARDINI, 2006). 
Esse material é formado por uma matriz que recebe reforços, podendo então ser 
classificado quanto aos tipos de reforços que o formam, podendo ser (Figura 3.1) 
(MARTINIZ, 2010): 
 
Figura 3.1 – Tipos de compósitos 
Fonte: Martinez (2011). 
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12 
 
- Particulado: os reforços são partículas imersas de forma aleatória na matriz, gerando 
um comportamento isotrópico no material. Assim, há melhora na resistência, aumento a 
temperatura de operação, resistência a oxidação, entre outras; 
- Fibras: são fibras curtas ou longas, podendo essas serem contínuas ou não. Garantem 
maior resistência na direção coincidente a das fibras, permitem várias camadas e 
comportamento anisotrópico; 
- Laminados: conjunto de camadas planas de fibras unidirecionais empilhadas. Desse 
modo garantem maior resistência também na espessura além de permitirem o combinado de 
direções aumentando suas propriedades. 
 
3.1.1 Fibra de vidro 
 
A fibra de vidro é a mais utilizada, não só no ramo aeronáutico, mas também nas 
demais indústrias e também é a mais presente no dia-a-dia, como em piscinas, algumas 
cadeiras, etc. Esse grande uso, deve-se a boa relação entre peso e propriedades além de 
possuir custo acessível e oferta considerável. Na Tabela 3.1 encontra-se as principais 
vantagens e desvantagens desse reforço e na Figura 3.2 é mostrado um tecido de fibra. 
 
Tabela 3.1 – Características Fibra de Vidro 
Vantagens Desvantagens 
Baixo custo Baixo módulo de elasticidade 
Alta resistência a tração Auto-abrasividade 
Grande inércia química Baixa resistência à fadiga (quando associado 
em compósito) 
Fonte: Pardini (2006). 
 
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13 
 
Figura 3.2 – Camada na fibra de vidro 
Fonte: Autor (2017). 
3.1.2 Aramida 
 
“A aramida, mais conhecida por seu nome comercial Kevlar®, é uma fibra sintética 
largamente utilizada em funções que exigem alta resistência ao impacto, como em coletes a 
prova de balas, capacetes, roupas de pilotos de Fórmula 1 entre outros” (ANCELOTTI, 2016). 
Suas principais características são encontradas na Tabela 3.2 e na Figura 3.3 é apresentada a 
fibra. 
 
Tabela 3.2 – Características Fibra de Aramida 
Vantagens Desvantagens 
Alta resistência ao impacto Baixa resistência a compressão e flexão 
Alta resistência ao calor Elevada absorção de humidade 
Funciona também como isolante térmico e 
acústico 
Má adesão a resinas 
Baixa densidade Custo relativamente elevado 
Fonte: Pardini (2006). 
 
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14 
 
Figura 3.3 – Fibra de Aramida 
Fonte: Autor (2017). 
 
3.1.3 Carbono 
 
As fibras de carbono são compósitos filamentosos, em sua maioria das aplicações, 
constituídos por mais de 90% de cadeias de carbono. A fibra, Figura 3.4, com ampla 
utilização na aviação e uma das mais famosas, devido às várias vantagens (Tabela 3.3). 
 
 
Tabela 3.3 – Características Fibra de Carbono 
Vantagens Desvantagens 
Elevada resistência à tração Reduzida resistência ao impacto 
Baixa massa específica Elevada condutibilidade térmica 
Baixo coeficiente de dilatação térmica Baixa resistência a compressão 
Bom comportamento em altas temperaturas Custo elevado 
Fonte: Ancelotti (2016). 
 
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15 
 
Figura 3.4 – Fibra de Carbono 
Fonte: Autor (2017). 
 
3.1.4 Matrizes 
 
“As matrizes são substâncias aglutinogênicas, de baixas propriedades mecânicas ao 
serem comparadas às fibras, e que tem como principais funções: manter a coesão das fibras, 
dar ao composto maior resistência na direção transversal e distribuir o carregamento pelas 
fibras. Sendo que, elas podem ser do tipo polimérica, cerâmica, carbônica ou metálica, sendo 
as mais utilizadas no meio aeronáutico e objeto de estudo a polimérica. Ainda dentro desse 
tipo, é possível separá-la em dois grandes tipos: termoplásticas e termorrígidas” (PARDINI, 
2006). 
 
3.1.4.1 Resina Termorrígida 
 
Segundo (PARDINI, 2006) as resinas termorrígidas são aquelas que, após aquecidas, 
não são capazes de retornar ao seu estado inicial, geralmente líquido. Isso acontece pois, com 
o aquecimento as ligações químicas, os “croos links”, são formados e para que isso ocorra são 
necessárias temperaturas mais altas, assim essa ligação apresenta maior energia, sendo 
também mais resistente que as ligações das resinas termoplásticas. 
Além disso, as resinas mais utilizadas nessa categoria são: epóxi, fenólica, poliéster e 
bismaleimida. Sendo que, o que define o usa de cada um é o conjunto de características que 
melhor atende ao projeto. Na Tabela 3.4 é possível observar as principais características 
dessas resinas, sendo XXX considerado alto, XX médio e X baixo. 
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16 
Por fim, na Tabela 3.5 tem-se as principais vantagens e desvantagens das resinas 
termorrígidas. 
 
Tabela 3.4 – Comparativo principais resinas Termorrígidas 
Propriedade Epóxi Fenólica Bismaleimida Poliéster 
Processabilidade XXX XX XXX XXX 
Propriedades 
Mecânicas 
XXX X XXX X 
Resistências ao calor XX XXX XXX X 
Preço XX XX XXX X 
Resistência a 
delaminação 
XXX XXX XXX XX 
Tenacidade XX X XX X 
Utilização Estrutural Interiores Áreas quentes Não estrutural 
Fonte: Ancelotti (2016). 
 
Tabela 3.5 – Características gerais resinas Termorrígidas 
Vantagens Desvantagens 
Baixa temperatura de processamento Longo tempo de processamento 
Boa molhabilidade da fibra Armazenamento rigoroso 
Conforma em geometria complexa Requer refrigeração para armazenamento 
Baixa viscosidade 
Fonte: Ancelotti (2016). 
 
3.1.4.2 Resinas Termoplásticas 
 
“Os termoplásticos são polímeros de alta massa molar molecular, constituídos de 
cadeias lineares e, em alguns casos, apresentam ramificação. As cadeias são emaranhadas 
permitindo que o material apresente integridade física, mas que são passíveis de deformação 
plástica quando submetidos a tensões” (PARDINI, 2006). Geralmente são sólidas antes do 
processamento, sendo que são capazes de retornar a forma inicial por meio de um processo de 
resfriamento. 
As três principais resinas termoplásticas utilizadas são: PEEK (Poliéter-cetona-
cetona), PPS (Polisufeto de fenileno) e PEI (Poliéter-imida) (ANCELOTTI, 2016). Sendo 
que, apresentam como principais características a Tabela 3.6. Do mesmo modo, as principais 
características das resinas termoplásticas podem ser observadas na Tabela 3.7. 
 
UNIFEI/IEM Trabalho Final de Graduação 
17 
Tabela 3.6 – Comparativo principais resinas Termoplásticas 
Propriedade PEEK PPS PEI 
Tipo
de polímero Semicristalino Semicristalino Amorfo 
Temperatura de serviço 120ºC 70 – 120ºC 150ºC 
Temperatura de 
processamento 
XXX X X 
Propriedades mecânicas XXX XX XX 
Fonte: Ancelotti (2016). 
 
Tabela 3.7 – Características gerais resinas Termoplásticas 
Vantagens Desvantagens 
Processamento rápido Alta temperatura de processamento 
Reciclável Alta pressão de processamento 
Resistência a solventes Matéria prima de alto custo 
Armazenamento simples Ferramental de alto custo 
Reparo de peças é fácil 
Fonte: Ancelotti (2016). 
 
3.2 Prendedores ou Fixadores 
 
Devido a nova ideia de estrutura, que será apresentada mais à frente, será necessário o 
uso de prendedores ou fixadores. Entretanto, primeiramente é necessário saber quais os tipos 
para uma adequada escolha. 
Segundo (ANCELOTTI, 2016), fixadores são dispositivos que são usados para fixar, 
unir ou prender uma ou mais estruturas. Existem três tipos principais, que são diferenciados 
quanto a sua aplicação, sendo eles: bolts, utilizados em montagens estruturais devido a sua 
elevada resistência; screws, utilizados quando o fator estrutural não é decisivo; e rivets, ou 
rebites, que são utilizados em montagens permanentes e em locais com difícil acesso ou onde 
ele seja restrito. Alguns exemplos de prendedores são mostrados na Figura 3.5. 
Em sua maioria, os prendedores são feitos de materiais metálicos e, boa parte das 
vezes, recebem tratamentos superficiais para melhoria de alguma propriedade ou 
característica. Os principais materiais e tratamentos são listados nas Tabela 3.8 e Tabela 3.9. 
 
Tabela 3.8 – Materiais mais utilizados em prendedores 
Ligas de Alumínio (2117, 7050, 5056) 
Ligas de Aço Carbono (4130, 4340, 8620) 
Aço Inoxidável (A286) 
Ligas de Titânio (Ti-6Al-4V, Ti-6Al-6V-2Sn) 
Ligas de Níquel (MONEL, INCONEL) 
Fonte: Ancelotti (2016). 
 
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18 
Tabela 3.9 – Principais tratamentos superficiais em prendedores 
Anodização (Crônica e Sulfúrica) 
Conversão Química (ALODINE) 
Cadmiagem 
Aluminum Coating / I.V.D. (Ion Vapor Deposition) 
Passivação 
Fonte: Ancelotti (2016). 
 
 
Figura 3.5 – Prendedores 
Fonte: Internet (2016) 
 
Para seleção de um prendedor, deve-se levar em conta os seguintes fatores 
(ANCELOTTI, 2016): 
1. Temperatura de serviço: visto que, alguns prendedores são submetidos a 
elevadas temperaturas em serviço, podendo essas alterar as propriedades mecânicas do 
prendedor, podendo até vaporizar alguns elementos de liga; 
2. Carga aplicada: fator importante para definir qual será o material do 
prendedor, observando seus limites de cargas; 
3. Torque de montagem: para cada parafuso e junta há um limite de torque 
evitando que a força em excesso rompa o pino ou danifique o furo. 
4. Corrosão: “materiais da junta, podem formar pares galvânicos gerando 
necessidade da utilização de selantes e tratamentos superficiais para não gerarem 
corrosão” (ANCELOTTI, 2016). 
5. Fadiga: quando fator de risco, o prendedor deve atender a uma série de 
requisitos como: diâmetro mínimo, rosca rolada, sem furo na cabeça, etc; 
UNIFEI/IEM Trabalho Final de Graduação 
19 
6. Vibração: pode, com o tempo, soltar alguns prendedores ou diminuir o torque 
da junta; 
7. Acesso: sua localização deve facilitar operações de instalação, remoção e 
manutenção do prendedor e das estruturas as quais estão presas; 
8. Peso: item que deve ser considerado apenas quando crítico, sendo mais 
priorizado em projetos com um grande número de prendedores. 
 
UNIFEI/IEM Trabalho Final de Graduação 
20 
CAPÍTULO 4 – MODELAGEM COMPUTACIONAL 
4.1 Introdução 
 
Como não há o desenho parametrizado da aeronave, foi necessário a confecção do 
mesmo. Como dispunha-se de dois modelos da aeronave no LTA da UNIFEI, utilizou-se de 
um deles para aquisição de medidas e parametrização. Entretanto, para isso foi preciso 
desmontar parte da estrutura e retirada de telas e camadas. Neste capítulo, será descrito o 
processo de desmontagem, aquisição de medidas e parametrização. 
 
4.2 Desmontagem da Aeronave 
 
Uma das aeronaves encontrava-se no LTA como na Figura 4.1 e a segunda 
parcialmente desmontada, sem suas asas, motor e trem-de-pouso. Para o trabalho utilizou-se 
essa sendo necessário apenas continuar sua desmontagem. Paro isso, utilizou-se as 
ferramentas presentes na Tabela 4.1. 
 
 
Figura 4.1 – Aero Boero AB-115 presente no hangar 
Fonte: Autor (2018). 
 
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21 
Tabela 4.1 – Lista de ferramentas utilizadas 
Ferramentas 
Furadeira de impacto 13mm Makita 
680W 
Martelo 
Chave de fenda Chaves de boca 8, 9, 10 e 12mm 
Serra Brocas 2,5mm e 4mm 
Estilete Tesoura 
Fonte: Autor (2018). 
 
Com estas ferramentas, seguiu-se os seguintes passos para desmontagem: 
 
1º. Primeiramente, desmontou-se as asas, empenagens e trem de pouso, deixando-
a nivelada com o chão (Figura 4.2); 
 
 
Figura 4.2 – AB-115 sem asas, empenagens e trem de pouso 
Fonte: Autor (2018). 
 
2º. Após isso, com o estilete e a tesoura removeu-se toda a tela que cobre a 
estrutura (Figura 4.3); 
 
 
UNIFEI/IEM Trabalho Final de Graduação 
22 
 
Figura 4.3 – Interior AB-115, em destaque treliças e espuma isolante 
Fonte: Autor (2018). 
 
3º. Com parte da estrutura exposta, o próximo passo foi remover a camada de 
espuma isolante, utilizada como isolante térmico e acústico; 
4º. As portas, para-brisa, e algumas estruturas do montante presas por parafusos e 
porcas foram removidos; 
5º. Para finalizar a remoção das partes móveis ou não fixas, foram retirados os 
bancos; 
6º. Em seguida, focou-se na retirada das chapas de alumínio 32 a 34 (conjunto 
para-lama, painel de revestimento lateral esquerdo e direito), como pode ser 
visto na Figura 4.4. Parte de suas bordas estavam presas por fixadores do tipo 
rebites sólidos e de repuxo, tendo sido necessário o uso de furadeira para retirá-
los; 
 
UNIFEI/IEM Trabalho Final de Graduação 
23 
 
Figura 4.4 – Partes cabine AB-115 
Fonte: Catálogo de Partes AB-115 (1988). 
 
7º. Para retirada de parte dos fixadores do conjunto para-lama e também para 
remoção do painel de revestimento inferior (35), e das chapas cobertas 
esquerda, direita e central, 36 a 38 respectivamente como mostrados na Figura 
17, viu-se necessário a elevação da aeronave. Para isso, foi utilizada uma girafa 
hidráulica, Figura 4.5, fornecida pela universidade e foram confeccionados 
cavaletes de metal para manter a aeronave suspensa e também para garantir 
maior segurança. Os cavaletes possuem 0,80 m de altura e 1,00 m de largura. 
(Figura 4.6) 
 
 
Figura 4.5 – Girafa hidráulica 
Fonte: Autor (2018). 
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24 
 
 
Figura 4.6 – Aeronave suspensa e parcialmente apoiada em um dos cavaletes 
Fonte: Autor (2018). 
 
8º. Com a aeronave já erguida e fixada, o painel inferior e as chapas de cobertura 
foram retiradas, deixando à mostra todo o chassi da cabine (Figura 4.7), sendo 
possível assim a aquisição de todas as medidas necessárias para a 
parametrização da AB-115. 
 
 
Figura 4.7 – AB-115 desmontado 
Fonte: Autor (2018). 
 
UNIFEI/IEM Trabalho Final de Graduação 
25 
4.3 Aquisição de Medidas 
 
Com a aeronave já desmontada e sua estrutura exposta, iniciou-se o processo de 
aquisição das medidas
para parametrização da estrutura no software de desenho 
parametrizado. Foram utilizadas as ferramentas apresentadas na Tabela 4.2. 
 
Tabela 4.2 – Ferramentas de medição utilizadas 
Ferramentas 
Paquímetro digital Starret® 200 mm 
Trena Cromada com trava BRASFORT 5 m 
Escala de metal STANLEY 60 cm 
Goniômetro PROTRACTOR 
Fonte: Autor (2018). 
 
Assim, o cockpit foi dividido em quatro regiões: traseira (superior e inferior), lateral 
direta, lateral esquerda e frontal; sendo feitas as medidas de comprimento, diâmetro dos tubos 
e angulações nos planos de referência XY e ZX do software, Figura 4.8. Os ângulos presentes 
no plano XY foram desconsideradas visto a dificuldade para aferição dos mesmos e também 
pelo fato de com os dados coletados já serem suficientes para confecção do modelo. Os 
valores estão computados e apresentados no Apêndice A. 
 
 
Figura 4.8 – Eixo de referência para medidas 
Fonte: Autor (2018). 
 
4.4 Modelagem no Software 
 
Com as medidas já aferidas, o próximo passo foi a parametrização da carenagem 
utilizando o software de desenho parametrizado. A partir disso, foi iniciado o desenho 
iniciando pela parte frontal. Fez-se o esboço da parte frontal, seguindo-se para os planos 
UNIFEI/IEM Trabalho Final de Graduação 
26 
paralelos. Um dos esboços feitos está representado na Figura 4.9. Detalha-se o uso de linhas 
de construção, isso foi feito pois para computar os pontos a partir da estrutura seria muito 
trabalhoso além de poder apresentar um erro maior. Com isso, optou-se por desenhar as linhas 
com os dados mensurados e, a partir do esboço, tornar os pontos de intersecção das treliças do 
tipo padrão e as linhas como de construção. 
 
 
Figura 4.9 – Esboço plano paralelo 2 
Fonte: Autor (2018). 
 
A partir dos pontos criados (Figura 4.10), ligou-se um a um por linhas no espaço, 
criando o esboço do cockpit em linhas (Figura 4.11). 
 
 
Figura 4.10 – Pontos representativo dos nós da treliça 
Fonte: Autor (2018). 
UNIFEI/IEM Trabalho Final de Graduação 
27 
 
Figura 4.11 – Cockpit em linhas 
Fonte: Autor (2018). 
 
A partir desse esboço iniciou-se a criação de superfícies cilíndricas, os tubos, 
utilizando as linhas do esboço como linha de centro e guia, e também utilizando os diâmetros 
encontrados na aquisição de medidas. Essa criação das superfícies ocorreu com o uso da 
ferramenta de varredura, utilizando um perfil circular do tipo centro e raio. Obtendo-se dessa 
forma o desenho mostrado na Figura 4.12. 
 
 
Figura 4.12 – Cockpit interligado por superfícies 
Fonte: Autor (2018). 
 
UNIFEI/IEM Trabalho Final de Graduação 
28 
Por fim, utilizou-se a ferramenta de fechar superfícies para fechar aquelas que geraram 
os tubos e o material metálico foi aplicado à superfície, finalizando assim o modelo da Figura 
4.13. 
 
 
Figura 4.13 – Chassi cockpit completo 
Fonte: Autor (2018). 
 
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29 
CAPÍTULO 5 – CARGAS NA AERONAVE 
5.1 Introdução 
 
Uma aeronave está sujeita a várias cargas durante sua vida, tanto durante o voo quanto 
em solo e essas cargas e carregamentos podem causar danos como deformações, fraturas e até 
acidentes. Por isso, é de extrema importância definir quais as cargas críticas pelas quais a 
aeronave está sujeita e avaliar se essas estão abaixo das cargas permissíveis, ou seja, “a carga 
mínima necessária para o início de ocorrência de falhas estruturais no componente que 
comprometam a sua função” (SKOLD,2009). 
Também, vale ressaltar que as cargas podem ser de três principais tipos: forças de 
inércias (decorrentes das acelerações às quais a massa do corpo está sujeita), forças elásticas 
(decorrentes das reações elásticas do corpo que se desloca) e forças aerodinâmicas 
(decorrentes do escoamento de fluido ao qual o corpo está sujeito). 
Outra classificação seria quanto ao tempo de aplicação, sendo dividias entre cargas 
estáticas, aquelas que não variam com o tempo, e cargas dinâmicas, aquelas que variam com o 
tempo. Apesar das cargas dinâmicas serem menores e bem abaixo dos limites máximos, elas 
podem levar a falha da estrutura por fadiga, enquanto, para cargas estáticas, apenas há falhas 
quando a força excede o limite permissível. 
Entretanto, para os devidos fins desse trabalho, serão consideradas apenas as cargas 
estáticas, visto que elas apresentam maior risco para a integridade dos componentes e também 
pelo fato de, por meio delas, ser capaz de identificar os fatores de resistência da estrutura. 
 
5.2 Metodologia de Cálculo 
 
Para os cálculos de cargas seguir-se-á, em partes, a metodologia proposta por 
(ANDERSON, 1999) em que são seguidos os seguintes passos: 
1- Cargas totais / Condições de voo; 
2- Carga nos componentes; 
3- Cargas distribuídas; 
UNIFEI/IEM Trabalho Final de Graduação 
30 
4- Efeitos estáticos; 
5- Efeitos dinâmicos. 
Neste processo, determina-se as condições de voo e, por meio dessas, consegue-se as 
condições gerais de velocidade, acelerações e configurações de voo, permitindo assim definir 
as cargas totais que atuam na aeronave. A partir disso, é possível desmembrar as cargas e suas 
parcelas nos respectivos componentes nas quais esses carregamentos atuam. 
Parte-se então para a decomposição dessas cargas em cada componente em: esforços 
de flexão, esforços cortantes, momentos de torção, etc. Assim, tem-se as informações 
necessárias para as análises estáticas e dinâmicas. 
 
5.3 Cargas na asa 
 
Objetivando obter algumas características aerodinâmicas do perfil e da asa e também 
conflitar com os valores obtidos, simulou-se o perfil com flapes recolhidos e estendidos em 
sua máxima deflexão (45º) e foi desenhada a asa no software XFLR5. Neste programa 
computacional, existem quatro tipos de análise sendo as mais utilizadas a tipo 1 e 2. 
Inicialmente, para os perfis, foi utilizada a análise 2D do tipo 1, em que a velocidade 
do perfil é considerada fixa, sendo ela determinada por meio do número de Reynolds e pelo 
número de Mach da aeronave. O número de Reynolds é calculado pela Equação (5.1), tendo a 
viscosidade dinâmica do ar (μ) como 1,7894x10-5 kg/ms, a massa específica do ar (ρ) por 
1,225 kg/m³ e considerando como velocidade a VNO, 50 m/s, obtendo-se assim um número de 
Reynolds de aproximadamente 5,5 × 106, com escoamento ainda laminar. Enquanto isso, na 
análise tipo 2 há o fornecimento de dados da aeronave como corda, envergadura e massa, e o 
software calcula e fixa a sustentação, variando a velocidade. As análises do Tipo 1 e 2 podem 
ser vistas na Figura 5.1. 
 
UNIFEI/IEM Trabalho Final de Graduação 
31 
 
Figura 5.1 – Tipos de análises no software XFLR5 
Fonte: XFLR5 (2018). 
 
Re
v c

 
 (5.1) 
 
Já o número de Mach, foi calculado segundo a Equação (5.2), com a VNO, obtendo 
aproximadamente 0,14. 
s
V
M
V
 (5.2) 
 
Com isso, obteve-se da análise no XFLR5 os gráficos de Coeficiente de Sustentação 
do perfil (Cl) pelo ângulo de ataque do perfil (α) (Figura 5.2) e Cl por Coeficiente de Arrasto 
do perfil (Cd) por α (Figura 5.3). 
UNIFEI/IEM Trabalho Final de Graduação 
32 
 
 
Figura 5.2 – Gráfico Cl × Alpha 
Fonte: XFLR5 (2018). 
 
 
Figura 5.3 – Gráfico Cl/Cd × Alpha 
Fonte: XFLR5 (2018). 
 
No gráfico da Figura 5.2 é possível observar que o perfil, com flaps recolhidos (curvas 
em azul e verde) ou estendidos (curva em amarelo), apresenta curvas
de sustentação com 
inclinação boa, propiciando um coeficiente de sustentação máximo satisfatório e um estol em 
elevados ângulos de ataque, por volta de 18 graus, garantindo maior segurança em voo. 
Já na Figura 5.3, percebe-se que o uso dos flaps não é eficiente visto que o arrasto a 
mais gerado pelo seu uso não aumenta a eficiência (Cl/Cd) do perfil. O que não é observado 
-1,5
-1
-0,5
0
0,5
1
1,5
2
2,5
-10 -8 -6 -4 -2 0 2 4 6 9 11 13 15 18 20 23 25
Cl
Alpha (°)
Cl × α
Cl (tipo 1) Cl (tipo 2) Cl flap
-150
-100
-50
0
50
100
150
-10 -8 -6 -4 -2 0 2 4 6 9 11 13 15 18 20 23 25
Cl/Cd
Alpha (°)
Cl/Cd × α
Cl/Cd Cl/Cd Cl/Cd flap
UNIFEI/IEM Trabalho Final de Graduação 
33 
quando os flaps estão recolhidos, onde o perfil possui grande eficiência e para uma ampla 
margem de α. 
 
5.3.1 Distribuição de sustentação 
 
Para a análise 3D do perfil, ou seja, da asa, foram utilizados três métodos diferentes: 
análise dos dados do manual de voo, análise teórica e análise computacional. A primeira, por 
estar no manual e ser utilizada pelos pilotos, foi considerada como padrão para comparação. 
Como a Velocidade de Estol (𝑣𝑠) é calculada para a situação mais crítica de voo, ou 
seja, com a aeronave voando com MTOW, tem-se seu cálculo pela Equação (5.3): 
 
2
s
ref Lmáx
MTOW
v
S C


 
 (5.3) 
 
Sendo Sref a área da asa em planta, CLmáx o Coeficiente de Sustentação máximo da asa 
e ρ a densidade do ar. 
Assim, ao manipular a Equação (5.3), isolando CLmáx, consegue-se obter, com os 
valores de referência do manual, os valores padrão dessa constante aerodinâmica para a 
condição mais crítica de voo com e sem o uso de flaps (Equação (5.4)). 
 
2
2
Lmáx
ref s
MTOW
C
S v


 
 (5.4) 
Já pelo método teórico é utilizada a teoria de asas com alto alongamento, visto que o 
AB-115 apresenta AR de aproximadamente 7. Nessa teoria, primeiramente obtém-se a 
inclinação da curva Cl versus α do perfil pelo próprio gráfico. Como em sua faixa de atuação 
na asa a curva pode ser considerada linear, calcula-se sua inclinação pela Equação (5.5). 
 
2 1
0
2 1
l l ldC C Ca
d  

 

 (5.5) 
 
A partir disso, ao plotar a relação corda da ponta por corda da raiz da asa (c/cr) junto 
ao AR, obtém-se o fator de arrasto induzido δ na Figura 5.4. 
UNIFEI/IEM Trabalho Final de Graduação 
34 
 
Figura 5.4 – Gráfico de fator de arrasto induzido 
Adaptado de: Miranda (2010). 
 
Para a aeronave em questão, por apresentar asa retangular a razão c/cr é 1,0 e com o 
AR de 7,0, obtém-se da Figura 5.4, interpolando, um valor de 0,07 para o fator de arrasto 
induzido. Com esse fator é possível calcular o fator de Oswald e, Equação (5.6). 
1
1
e



 (5.6) 
 
Seguindo, consegue-se calcular de forma aproximada a inclinação da curva CL versus 
α a partir da inclinação da curva do perfil pela Equação (5.7): 
0
01
a
a
a
e AR


 
 (5.7) 
 
E por fim obter o CL pela Equação (5.8). 
 0L LC a      (5.8) 
 
Onde a é a inclinação da curva Cl versus α do perfil, α é o ângulo de interesse e 0L  o 
ângulo em que a sustentação é nula. 
O último método foi realizado por simulação computacional no software XFLR5. 
Inicialmente desenhou-se a asa seguindo os parâmetros apresentados na Tabela 5.1 que 
posteriormente foi simulada seguindo o tipo 1, mesmo utilizado na análise 2D. Nas Figura 
δ 
Razão de aspecto c/cr 
UNIFEI/IEM Trabalho Final de Graduação 
35 
5.5 e Figura 5.6 é possível observar a distribuição de sustentação e as “stream lines do 
escoamento para 17º de ângulo de incidência, visto que esse é o ângulo de maior sustentação 
para o perfil. 
 
Tabela 5.1 – Dados asa desenhada no XFLR5 
Perfil NACA23012 Diedro [º] 2 
Envergadura [m] 10,90 Torção [º] 2 
Corda [m] 1,61 Posição CG eixo X [m] 0,435 
Ângulo de incidência [º] 2,5 AR 6,8 
Fonte: XFLR5 (2018). 
 
 
Figura 5.5 – Linhas de corrente asa AB-115 
Fonte: XFLR5 (2018). 
 
 
Figura 5.6 – Distribuição de sustentação asa AB-115 
UNIFEI/IEM Trabalho Final de Graduação 
36 
Fonte: XFLR5 (2018). 
 
Assim, obteve-se com os três métodos os CLmáx para flaps recolhidos e estendidos, 
apresentados na Tabela 5.2. 
Tabela 5.2 – Comparação entre os CLmáx encontrados 
Configuração CLmáx manual CLmáx teórico CLmáx XFLR5 
Sem Flap 1,37 2,04 1,55 
Com Flap 2,09 1,85 2,78 
Fonte: Manual AB-115 (2006), XFLR5 (2018). 
 
5.4 Diagrama V-N 
 
Utilizando a metodologia apresentada na Seção 2.3.3.2, plotou-se o Diagrama V-N da 
aeronave, obtendo-o na Figura 5.7. 
 
 
Figura 5.7 – Diagrama V-N AB-115 
Fonte: Autor (2018). 
 
Uma observação que deve ser feita é que a velocidade de manobra encontrada no 
envelope de voo difere daquela fornecida pelo manual da aeronave (Tabela 2.2) de 33 m/s, 
uma hipótese seria o fornecimento de uma velocidade abaixo da calculada para haver uma 
segurança operacional. 
 
UNIFEI/IEM Trabalho Final de Graduação 
37 
5.5 Cargas Totais 
 
Para o modelo que será utilizado no software de elementos finitos, basta a aplicação 
das cargas totais ou as cargas nos componentes que o solver do software consegue analisar os 
efeitos estáticos. Assim é necessário apenas a definição das cargas totais e aplicação das 
mesmas no modelo. Essas cargas estão apresentadas na Tabela 5.3 considerando a gravidade 
de 10 m/s² e as unidades em DecaNewton (daN), medida essa amplamente utilizada na 
indústria aeronáutica além de facilitar na visualização visto que 1 daN seria, 
aproximadamente, uma força de gerada por 1 kg. 
 
Tabela 5.3 – Cargas máximas atuantes na aeronave 
Natureza Peso [daN] 
Estrutura 105 
Tripulação 180 
Bagagem 25 
Motor 110 
Asas 100 
Combustível 115 
Outros 135 
Fonte: Manual AB-115. 
 
Sendo que a soma de todas as cargas totais deve ser de 770 daN, o valor do MTOW da 
aeronave. Junto a isso, será aplicada uma força de 42,35 daN para representar a tração do 
motor. Essa força foi calculada seguindo a lei (Equação (5.9)): 
 
F ma (5.9) 
 
Sendo m a massa da aeronave, MTOW para o caso mais crítico, e a a aceleração. Para 
o cálculo dessa, estimou-se em 60 s o tempo da aeronave, partindo do repouso, para atingir a 
velocidade máxima de manobra, 119 km/h (33 m/s). Assim, consegue-se chegar à Equação 
(5.10): 
𝐹 = 𝑚 ∙ 𝑎 = 𝑚 ∙ (
𝑣
𝑡
) = 770 ∙ (
33
60
) = 423,5 𝑁 = 42,35 𝑑𝑎𝑁 (5.10) 
 
Essas cargas estão presentes na Tabela 5.3 para um fator de carga 1. Junto a essa 
condição serão calculadas outras 3 condições que são: 
UNIFEI/IEM Trabalho Final de Graduação 
38 
1- Fator de carga máximo (3,8G): As massas serão mantidas, mas a aceleração da 
gravidade e a força de sustentação serão multiplicada por 3,8; 
2- Fator de carga mínimo (-1,52G): As massas serão mantidas, mas a aceleração da 
gravidade e a força de sustentação serão multiplicada por -1,52; 
3- Fator de carga máximo (3,8G) e cargas multiplicadas por 1,5: As massas serão 
mantidas, mas a aceleração da gravidade e a força de sustentação serão 
multiplicada por 5,7, ou seja, será considerada a condição mais crítica de fator de 
carga, 3,8, e ainda será aplicado um fator para atingir as cargas limites da 
aeronave; 
 
Na Tabela 5.4 é mostrado um resumo das cargas para cada caso: 
 
Tabela 5.4 – Resumo casos de carga 
Caso de carga Gravidade Massas 
Tração do 
motor [daN] 
Sustentação 
[daN] 
1G 1 mantida 42,35 770 
 -1,52G -1,52 mantida 42,35 -1170,4 
3,8G 3,8 mantida 42,35 2926 
3,8G x 1,5 5,7 mantida
42,35 4389 
Fonte: Autor (2019). 
 
UNIFEI/IEM Trabalho Final de Graduação 
39 
CAPÍTULO 6 – ANÁLISES ESTRUTURAL EM 
ELEMENTOS FINITOS 
Com o avanço dos processadores e dos softwares de simulações, os recursos dos 
softwares têm sido cada vez mais utilizados no ramo da engenharia, principalmente na área 
estrutural, entregando resultados cada vez mais confiáveis e fidedignos à realidade. Além 
disso, esses softwares têm apresentado uma gama enorme de aplicações e análises, desde 
análises estáticas até análises de fadiga com interações fluido-estrutura e estrutura-estrutura. 
Assim, nesse trabalho a análise da estrutura do aeroboero utilizará desses recursos para 
simulações estáticas. 
 
6.1 Método dos Elementos Finitos 
 
O Método dos Elementos Finitos (FEM) tem como objetivo a determinação do estado 
de tensão e de deformação de um sólido de geometria arbitrária sujeito a ações exteriores. No 
FEM a estrutura estudada é dividida em pequenos subdomínios, em elementos, sendo que esse 
processo é chamado de discretização. Esses elementos podem ser de diferentes formatos e 
tipos, como pode ser visto na Figura 6.1, sendo sua escolha dependente da estrutura a ser 
analisada. 
Esses elementos são formados por arestas e vértices, sendo que, seus vértices são 
chamados de nós ou pontos nodais. Os nós definem um elemento contínuo, podendo esse 
atribuir mais graus de liberdade a um elemento contínuo. 
 
 
Figura 6.1 – Exemplo de tipos de elementos finitos 
Fonte: Priels (2018). 
 
A análise por FEM envolve quatro etapas: 
UNIFEI/IEM Trabalho Final de Graduação 
40 
1- Discretização do FEM; 
2- Definição das equações que regem os elementos; 
3- Conexão de todos os elementos; 
4- Resolução das equações resultantes. 
Sendo que em softwares são realizadas de forma manual as etapas 1 e 3, em que são 
definidos os elementos e a malha é feita. Uma importante etapa feita no software é a definição 
das cargas e das condições de contorno. 
A etapa de discretização do modelo, pode ser subdividida nas seguintes partes: 
- Definição do material e suas propriedades; 
- Criação de propriedades para cada tipo de modelo (barra, sólido, placa, etc); 
- Geração da malha; 
- Definição das cargas e condições de contorno. 
Essas fazem parte da parte de pré-processamento. Com essas etapas bem definidas é 
possível realizar a análise e adentrar na parte de pós-processamento, que seria o estudo dos 
resultados das análises. 
 
6.2 Materiais 
 
Para a análise inicial foi utilizado como material o aço SAE 4130, com suas 
propriedades retiradas de (MAT WEB, 2019) e apresentadas na Tabela 6.1. A densidade 
mostrada na tabela é a real, para o modelo ela foi alterada para atingir o peso real da estrutura 
juntamente com os componentes como aviônicos, painéis, bancos, entelagem entre outros. 
Essa alteração se deu seguindo a Equação (6.1). 
 
𝑑𝑒𝑛𝑠𝑖𝑑𝑎𝑑𝑒 𝑚𝑜𝑑𝑒𝑙𝑜 = 𝑑𝑒𝑛𝑠𝑖𝑑𝑎𝑑𝑒 𝑟𝑒𝑎𝑙 ×
𝑃𝑒𝑠𝑜 𝑟𝑒𝑎𝑙
𝑃𝑒𝑠𝑜 𝑚𝑜𝑑𝑒𝑙𝑜
 (6.1) 
 
Tabela 6.1 – Dados do material aço SAE 4130 
E [daN/mm²] 19000 
υ 0,285 
Densidade [kg/mm³] 7,85E-6 
σult [daN/mm²] 45 
σyeld [daN/mm²] 65 
Fonte: MMPDS (2019) 
 
 
UNIFEI/IEM Trabalho Final de Graduação 
41 
Já para a análise com a mudança do material, modificou-se seu material para tubos de 
fibra de carbono comercial, da empresa Rock West Composites, com 20 mm de diâmetro 
externo e espessura de 1,3 mm. Para esse novo tubo não foram encontrados todos as suas 
propriedades (Tabela 6.2), entretanto com os dados presentes foi possível criar um novo 
material no software com as propriedades finais do tubo, mesmo não sabendo as propriedades 
das suas camadas. 
 
Tabela 6.2 – Propriedades do tubo SKU 46404 
E1 [daN/mm²] 81300 
E2 [daN/mm²] 77900 
υ 0,34 
Densidade [kg/mm³] 1,30E-6 
σult [daN/mm²] 50,3 
Fonte: Rock West Composites (2019). 
 
Sendo que a distribuição das camadas no tubo (Ply Table) está mostrada na Tabela 6.3. 
 
Tabela 6.3 – Ply table tubo de carbono 
Camda Orientação Localização 
1 0°/90° Inside 
2 90° 
3 90° 
4 0° 
5 0° 
6 0° 
7 0° 
8 0/90° 
 Outside 
Fonte: Rock West Composites (2019). 
 
6.3 Propriedades 
 
A carenagem foi modelada no software de FEM com elementos de linha, 1D, do tipo 
BAR com formas de tubo, como pode ser visto na Figura 6.2. Criou-se uma propriedade para 
cada diâmetro de tubo. Os diâmetros dos tubos são mostrados no ANEXO A, sendo que foi 
definido e medido uma espessura de 1 mm para todos os tubos de aço e de 1,3 mm para o tubo 
de carbono. 
 
UNIFEI/IEM Trabalho Final de Graduação 
42 
 
Figura 6.2 – Elemento BAR do tipo tubo 
Fonte: Software de Elementos Finitos (2019) 
 
Vale ressaltar que foram utilizados elementos do tipo 1D – “Beam”, dessa forma 
materiais ortotrópicos, 2D ou 3D, não são passíveis de aplicação, apresentando 
comportamento isotrópico. Mas, como a maior parte das cargas são axiais, compressão ou 
tração, e os módulos transversal e longitudinal do material são próximos, é possível a 
utilização desse material como isotrópico para a análise. Uma opção para não realizar essa 
aproximação seria modelar os tubos com elementos de barra, entretanto isso iria requerer alto 
grau de refinamento devido aos pequenos diâmetros e espessuras, exigindo esforço 
computacional acima do disponível. 
Já para a aplicação das cargas de massa, foram utilizados elementos do tipo “Mass” 
com a massa de cada elemento, seguindo-se os valores apresentados na Tabela 5.3 de cargas, 
sendo eles posicionados em seus respectivos centroides aproximados, visto que alguns centros 
de gravidade, como do piloto e co-piloto, além da bagagem e motor, não foram encontrados. 
 
6.4 Geometria e malha 
 
Por meio da geometria gerada no CAPÍTULO 4 juntamente com os pontos 
representativos do restante da fuselagem obtidos por (PRIELS, 2018) foram geradas linhas de 
referência para os tubos. A partir das propriedades, malhou-se toda a estrutura com um grau 
de refino máximo de 5 elementos por linha, devido a limitação computacional, obtendo-se o 
modelo mostrado na Figura 6.3. 
UNIFEI/IEM Trabalho Final de Graduação 
43 
 
Figura 6.3 – Estrutura AB-115 em elementos finitos 
Fonte: Autor (2019). 
 
Os elementos de massa criados foram ligados à estrutura por elementos rígidos do tipo 
RBE2, rigidez infinita, para realização de análises mais conservadoras. 
 
Figura 6.4 – Modelo FEM final com aplicação das massas 
Fonte: Autor (2019). 
 
6.5 Condições de carga e contorno 
 
Os casos de carga serão aplicados juntamente com uma condição de contorno que 
simula o pouso da aeronave, ou seja, condição mais crítica. Para simular essa condição foram 
UNIFEI/IEM Trabalho Final de Graduação 
44 
geradas condições de contorno no trem de pouso e na bequilha travando esses nós em todas as 
translações TXYZ (T123) e também em todas as rotações RXYZ (R456) para simular a 
condição imediatamente no momento do impacto em que as rodas estão totalmente travadas. 
Junto a isso, será adicionada uma condição para simular o engaste da asa na fuselagem, em 
que foram travados os nós do engaste na estrutura em todas as translações e rotações 
(123456), assim foi acrescentada maior rigidez a ligação, tendo um caso mais conservador, 
como pode ser visto na Figura 6.5. Nessa figura os números 123456 representam essas 
condições de contorno de travamento, sendo 123 nas translações X, Y e Z respectivamente e 
os números 456 as rotações em torno do eixo X, Y e Z respectivamente.
Figura 6.5 – Modelo FEM completo para condição de 1G 
Fonte: Autor (2019). 
 
Já os casos de carga foram aqueles presentes na Tabela 5.4. 
 
UNIFEI/IEM Trabalho Final de Graduação 
45 
CAPÍTULO 7 – ANÁLISES E RESULTADOS 
A partir dos resultados encontrados na Seção 5.3.1 e comparando-os com aqueles 
adquiridos pelo Manual de voo, classificou-se os métodos utilizados como satisfatórios para o 
uso sem flap, obtendo erros próximos a 10%, como pode ser visto na Tabela 7.1. 
 
Tabela 7.1 – Erros nos métodos de CLmáx 
Configuração CLmáx manual CLmáx teórico CLmáx XFLR5 
Sem Flap 1,37 2,04 1,55 
Com Flap 2,09 1,85 2,78 
Erro s/ flap - 49% 13% 
Erro c/flap - -11% 33% 
Fonte: Autor (2018). 
 
Essas diferenças encontradas entre os valores do manual e os teóricos podem ser 
explicadas por: acúmulo de erro das curvas obtidas pelo software; desconsideração da torção, 
incidência e diedro. Já as diferenças encontradas em relação ao software XFLR5 podem ser 
explicadas pela ausência do refinamento do desenho (adição da fuselagem e outros 
componentes de arrasto), desconsideração da parte da asa que não gera sustentação e a 
consideração de uma situação próxima à perfeita, tendo obtido eficiência, fator de Oswald, de 
0,951. 
Além disso, para o desenho do cockpit foram necessárias adaptações de valores devido 
à limitação das ferramentas de medição, recorrendo-se a elementos estéticos ou adaptações 
geométricas pelo esboço. Mesmo assim, o resultado obtido foi considerado bom e capaz de 
ser utilizado nas análises. 
Com o modelo pronto, criou-se os conjuntos de análise associando os casos de carga 
com suas respectivas condições de contorno. A partir disso, o solver do software realiza a 
análise obtendo-se os resultados das Figura 7.1 a Figura 7.8, sendo que os deslocamentos 
totais estão em milímetros (mm) e as tensões em daN/mm². 
 
UNIFEI/IEM Trabalho Final de Graduação 
46 
 
Figura 7.1 – Deslocamento total condição 1G em mm 
Fonte: Autor (2019). 
 
 
Figura 7.2 – Máxima tensão combinada condição 1G em daN/mm² 
Fonte: Autor (2019). 
 
UNIFEI/IEM Trabalho Final de Graduação 
47 
 
Figura 7.3 – Deslocamento total condição 3,8G em mm 
Fonte: Autor (2019). 
 
 
Figura 7.4 – Máxima tensão combinada condição 3,8G em daN/mm² 
Fonte: Autor (2019). 
 
UNIFEI/IEM Trabalho Final de Graduação 
48 
 
Figura 7.5 – Deslocamento total condição -1,52G em mm 
Fonte: Autor (2019). 
 
 
Figura 7.6 – Máxima tensão combinada condição -1,52G em daN/mm² 
Fonte: Autor (2019). 
 
UNIFEI/IEM Trabalho Final de Graduação 
49 
 
Figura 7.7 – Deslocamento total condição 3,8G × 1,5 em mm 
Fonte: Autor (2019). 
 
 
Figura 7.8 – Máxima tensão combinada condição 3,8G × 1,5 em daN/mm² 
Fonte: Autor (2019). 
 
Todos os resultados, tanto de deslocamento quanto tensão, apresentam valores 
coerentes, sendo já previsto cargas mais altas para as condições de maior fator de carga. 
Entretanto, mesmo altas estão abaixo das tensões de escoamento e última. 
UNIFEI/IEM Trabalho Final de Graduação 
50 
É possível mensurar e comparar o impacto da mudança de material por meio de dois 
parâmetros, a margem de segurança e o fator de segurança, dados pelas Equações (7.1) e (7.2) 
respectivamente. 
𝑀. 𝑆. =
(𝜎𝑢𝑙𝑡−𝜎)
𝜎𝑢𝑙𝑡
 [%] (7.1) 
 
𝐹. 𝑆. =
𝜎𝑢𝑙𝑡
𝜎
 (7.2) 
 
Em alguns casos, como será neste trabalho, substitui-se a tensão última do material 
(𝜎𝑢𝑙𝑡) pela tensão de escoamento (𝜎𝑦𝑒𝑙𝑑), visto que não se deseja que a estrutura apresenta 
deformações plásticas. Assim, para estas análises utilizou-se da máxima tensão encontrada 
para cálculo das margens, obtendo-se os valores da Tabela 7.2. Também é possível observar 
na tabela o deslocamento máximo para cada caso de carga. Vale ressaltar que esses 
deslocamentos são dos elementos, ou seja, dos tubos, sendo bem baixos, mostrando a quão 
superdimensionada é a estrutura. 
 
Tabela 7.2 – Resultados de M.S. e F.S. obtidos para o material original 
Caso de 
carga: 
Deslocamento 
máximo [mm] 
Tensão 
máxima 
[daN/mm²] 
M.S. F.S. 
1G 0,708 4,55 89,90% 9,90 
-1,52 G 1,0766 5,85 87,86% 7,70 
3,8 G 2,691 16,09 64,25% 2,80 
3,8 G × fator 
1,5 
4,0364 23,92 46,84% 1,88 
Fonte: Software de Elementos Finitos (2019). 
 
Com a mudança de material, obteve-se os resultados apresentados nas Figura 7.9 a 
Figura 7.16. 
 
UNIFEI/IEM Trabalho Final de Graduação 
51 
 
Figura 7.9 – Deslocamento total condição 1G material compósito em mm 
Fonte: Autor (2019). 
 
 
Figura 7.10 – Máxima tensão combinada condição 31G material compósito em daN/mm² 
Fonte: Autor (2019). 
 
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52 
 
Figura 7.11 – Deslocamento total condição -1,52G material compósito em mm 
Fonte: Autor (2019). 
 
 
Figura 7.12 – Máxima tensão combinada condição -1,52G material compósito em daN/mm² 
Fonte: Autor (2019). 
 
UNIFEI/IEM Trabalho Final de Graduação 
53 
 
Figura 7.13 – Deslocamento total condição 3,8G material compósito em mm 
Fonte: Autor (2019). 
 
 
Figura 7.14 – Máxima tensão combinada condição 3,8G material compósito em daN/mm² 
Fonte: Autor (2019). 
UNIFEI/IEM Trabalho Final de Graduação 
54 
 
Figura 7.15 – Deslocamento total condição 3,8G × 1,5 material compósito em mm 
Fonte: Autor (2019). 
 
 
Figura 7.16 – Máxima tensão combinada condição 3,8G × 1,5 material compósito em daN/mm² 
Fonte: Autor (2019). 
 
Com os dados do resultado obteve-se os fatores mostrados na Tabela 7.3. 
 
UNIFEI/IEM Trabalho Final de Graduação 
55 
 
Tabela 7.3 – Resultados de M.S. e F.S. obtidos para o material composto 
Caso de 
carga: 
Deslocamento 
máximo 
[mm] 
Tensão máxima 
[daN/mm²] 
M.S. F.S. 
1G 0,085 4,37 91,31% 11,51 
-1,52 G 0,0849 4,33 91,39% 11,62 
3,8 G 0,212 15,38 69,42% 3,27 
3,8 G × fator 
1,5 
0,318 22,85 54,57% 2,20 
Fonte: Software de Elementos Finitos (2019). 
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56 
CAPÍTULO 8 – NOVA ESTRUTURA E CARACTERÍSTICAS 
 
Diante do apresentado, é possível ver a nova carenagem projetada na Figura 8.2. Nela a 
geometria da antiga carenagem é mantida, alterando apenas o diâmetro de alguns tubos, 
padronizando-os. Quanto ao material, optou-se por modernizar a aeronave trocando os tubos 
de aço SAE 4130 por tubos de carbono laminado da empresa Rock West Composites de 
número 46404, alteração essa que promoverá a redução de peso e o aumento da resistência, 
entretanto, deverá haver um aumento do preço da aeronave devendo ser feita a análise dessa 
modificação no ponto de vista financeiro em trabalhos futuros. Além disso, pode-se, com o 
mesmo material, moldar uma carenagem mais aerodinâmica sem muita dificuldade devido aos 
avanços tecnológicos nos processos de fabricação. 
Os tubos serão unidos por conexões de metal, Figura 8.1, com os tubos presos por rosca, 
feita através de usinagem, ou por material adesivo e um reforço por um prendedor passante. 
Existem também conexões de material compósito, entretanto, não foram considerados pelo 
preço