Projeto assistido por computador de assentos para aeronaves

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1 Projeto assistido por computador de assentos para aeronaves Ricardo Jorge Martins Mesquita Dissertação para obtenção do Grau de Mestre em Engenharia Mecânica Júri Presidente: Prof. Luis Manuel Varejão de Oliveira Faria Orientador: Prof. Marta Isabel Pimenta Verdete da Silva Carvalho Co-Orientador: Prof. Luís Alberto Gonçalves de Sousa Vogal: Prof. João Manuel Pereira Dias Novembro de 2013

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3 Resumo No presente trabalho estudou-se a modelação e a simulação computacional da estrutura de um assento de avião muito similar à estrutura utilizada nos atuais assentos de classe económica. O grande objetivo deste estudo foi a aquisição de sensibilidade perante os resultados de certificação estáticos e dinâmicos conforme as especificações de certificação da legislação aeronáutica europeia em vigor (CS-25 Amend.9), através do desenvolvimento e interpretação de simulações computacionais. Em relação à legislação reguladora do sector aeronáutico, decidiu-se realizar um breve resumo da mesma, de modo a tornar mais claro para quem pretenda desenvolver um novo modelo de assento de aeronave quais os requisitos que tem a cumprir. Os procedimentos efetuados e consequentes resultados obtidos no contexto desta dissertação servem de preparação às bases necessárias para o desenvolvimento futuro de uma nova estrutura para assentos de aeronaves através métodos computacionais, bem como a uma antevisão aos resultados dos ensaios de certificação físicos respetivos. Das simulações computacionais realizadas compreende-se a dinâmica de um ensaio do tipo crash test quando aplicado à estrutura em causa, conseguindo-se localizar os potenciais pontos fracos da estrutura, bem como discriminar aquelas que entram em deformação plástica. PALAVRAS CHAVE: Legislação Aeronáutica, Certificação por Simulação, CAD, Assentos de Aeronave Página i

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5 Abstract In the present work we studied the modelling and computer simulation of the structure of an airplane seat very similar to the structure used in the current economy class seats. The major objective of this study was to acquire sensitivity to the results of static and dynamic Simulation by certification specifications of European aviation legislation in use (Amend.9 CS - 25), through the development and interpretation of computer simulations. Regarding regulatory legislation in the aviation industry, it was decided to carry out a brief summary of it, to make it clear to anyone wishing to develop a new model of aircraft seat which requirements have to be met. The procedures performed and subsequent results obtained in the context of this thesis serve to prepare the necessary basis for the future development of a new structure for aircraft seats through computational methods, as well as a preview of the results of the respective physical certification. By the computer simulations performed could perceive the dynamics of a type crash test when applied to the structure in question, obtaining locate potential areas of weakness of the structure and discriminate those that entering in plastic deformation. KEY - WORDS: Aeronautical Legislation, Simulation for Certification, CAD, Aircraft Seats Página iii

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7 Agradecimentos Este vai ser um espaço que vai ser preenchido com carinho e dedicação em nome de todos aqueles presentes e ausentes que de alguma forma me tocaram ao longo do meu percurso académico e pessoal. Em primeiro lugar queria dedicar esta tese a uma amigo que partiu há algum tempo, mas que é devido a ele que escolhi o tema em questão, e apesar de tudo me dediquei de alma e coração a tentar fazer o melhor que sabia, para no final sentir que valeu apena o esforço. Em segundo lugar, quero agradecer a família que tenho, que me tornaram na pessoa que hoje sou, tudo o que para eles represento e o orgulho que depositam em mim. Aos meus pais, aos meus avós (Deus os tenha muito tempo comigo), e a uma Marta muito especial que entrou na minha vida. Em terceiro lugar, quero dar uma palavra de apreço por todos aqueles que de perto me acompanham, quer na vida diariamente, quer no percurso académico. Quero agradecer a atenção, o carinho, o respeito e a admiração que recebi daqueles amigos de sempre que considero como irmãos e à family sempre presente, para aqueles que sabem ao que me refiro. Não podia deixar de ter uma palavra de agradecimento a quem tornou possível o desenvolvimento desta Tese, a professora Marta Carvalho e do Eng. Nuno Gonçalves Soares pela celebração de um protocolo de cooperação entre o Instituto Superior Técnico e a TAP Portugal, ao Eng. João Carvalho responsável pela pelo meu acompanhamento dentro das instalações da TAP, e ao Professor Luís Sousa pelo acompanhamento e esclarecimento das dúvidas que surgiram ao longo deste trabalho. Página v

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9 Índice RESUMO... I ABSTRACT... III AGRADECIMENTOS... V ÍNDICE DE FIGURAS... XI ÍNDICE DE TABELAS... XIII ÍNDICE DE ABREVIATURAS... XV 1. INTRODUÇÃO Motivação e Objetivos Estrutura da Dissertação REGULAMENTAÇÃO EM VIGOR Introdução (EASA, FAA, CS 25) Regulamentos da EASA Certificado de Tipo, Projeto de Tipo e respetivas alterações, Subparte B e D Certificados de Tipo Suplementares, Subparte E Organização de Produção, Subparte G Produção sem a Certificação de Entidade de Produção, Subparte F Organização de Projeto, Subparte J Peças e Equipamentos, Subparte K Autorizações ETSO, Subparte O Entidades Portuguesas Certificadas Especificação de Certificação CS MODELOS Configuração de Assentos de Aeronaves A evolução dos assentos ao longo da História State-of-the-art: assentos de classe Económica Recaro - BL Pitch Aircraft Seating Systems - PF Thompson Aero Seating - Cozy Suite Economy Aereas Seat Project Apresentação do Modelo Página vii

10 3.4.1 Modelação Tridimensional MATERIAIS UTILIZADOS NA ESTRUTURA Ligas de Alumínio diferentes tipos de ligas e suas características Série Série Série Série Série Série Série Aço diferentes tipos de ligas e suas características Aços-Carbono Aços de Alta Resistência Aços Inoxidáveis Materiais Poliméricos Ligas de Bronze INTEGRAÇÃO NAS SIMULAÇÕES COMPUTACIONAIS Cenário de Projeto para o Modelo Tipos de Análise e Parâmetros de Controlo Tipos de Elementos e Parâmetros de Controlo Elementos Brick Elementos Shell Processo de Geração de Malha Tipos de malha Simulações de teste Testes de sensibilização de Contacto entre Superfícies Validação da modelação e assemblagem dos subconjuntos de componentes CASOS DE ESTUDO Modelo da Estrutura para o Ensaio Estático Modelo da Estrutura para o Ensaio Dinâmico APRESENTAÇÃO E DISCUSSÃO DOS RESULTADOS Resultados dos Ensaios Estáticos Ensaio Ensaio Discussão de Resultados Resultados do Ensaio Dinâmico Página viii

11 8. CONCLUSÕES BIBLIOGRAFIA ANEXOS Anexo 1-A Atribuições Atuais e Futuras da EASA Anexo 1-B Regras de Implementação, Regulamentação: 2024/ Gestão de Aeronavegabilidade Permanente, Parte M, Secção A do Anexo I Organização de Manutenção de Aeronaves, de acordo com a Parte 145, Seção A do Anexo II Aprovação Técnica da Organização de Formação de Manutenção, de acordo com a Parte 147, Seção A do Anexo IV Página ix

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13 Índice de Figuras Figura 2-1 Fluxograma Esquemático do Processo de Certificação... 7 Figura 2-2 Fluxograma ilustrativo do contexto de aplicação dos vários tipos de regulamentos [1]... 8 Figura 2-3- Pulso de desaceleração típico [23] Figura 3-1 Gama de Produtos oferecidos pela Airbus Figura 3-2 Características de layout das diferentes Classes [24] Figura 3-3 Da esquerda para a direita; Primeira Classe, Classe Executiva e Classe Económica [25,26] Figura 3-4 A aeronave, o layout e o formato das primeiras cadeiras para transporte de passageiros [30,31] Figura 3-5 Da esquerda para a direita: Fokker F-32, Fokker F.IX e respetivos interiores [30,32] Figura 3-6 Primeiro assento desenvolvido em alumínio e sua aplicação comercial no Boeing 247 [30,33] Figura 3-7 Da esquerda para a direita; Camas a bordo do Curtis Condor, Douglas DC-3, anúncio alusivo aos novos materiais utilizados em assentos de aeronaves [34, 35, 30] Figura 3-8 Da esquerda para direita: Assentos reclináveis da Pan Am, um dos primeiros assentos dos anos 50 s, e o layout interno de um Boeing 707 em 1958 [36, 30, 33] Figura 3-9 Da esquerda para a direita: Sistema de entretenimento da Virgin Atlantic, Assento completamente reclinável de 1989 da Primeira Classe da Singapure Airlines, Flat Sleepers, e por último o sistema de apoio de cabeça [37,30,38] Figura 3-10 Sugestão de apresentação de suítes de Primeira Classe [30] Figura 3-11 Palavras-chave relevantes na avaliação de novos conceitos Figura 3-12 Apresentação de três vistas do Assento BL3520 da Recaro [39] Figura Apresentação de três vistas do Assento Pitch PF2000 [40] Figura 3-14 Apresentação de duas Vistas do Assento Cozy Suite Economy [41] Figura 3-15 Apresentação de três vistas do Aereas Seat Project [42,43,44] Figura Fotografias ao Modelo de Estudo, obtidas na TAP Figura 3-17 Alguns Componentes da Estrutura Principal na TAP Figura 3-18 Fotografia do componente a reproduzir tridimensionalmente Figura 3-19 Desenho de delineação e respetiva referenciação do Componente Figura 3-20 Representação dos contornos geométricos das cavidades Figura 3-21 Representação do Sketch da construção do Perfil Exterior do Componente Figura 3-22 Representação do Sketch da construção das Cavidades do Componente Figura 3-23 Representação do Perfil Exterior e Modelo Final em CAD do Componente Figura 3-24 À esquerda, a chapa da base. À direita, a chapa de suporte das costas Figura 3-25 Planos de referência para a modelação dos componentes Figura 3-26 Representação das linhas de contorno na Vista Lateral Figura 3-27 Modelo Final da Chapa de Suporte das Costas Figura 3-28 Modelo Final da Chapa de Base do Assento Figura 3-29 À esquerda, zona de contacto chapa de base; À direita, modelação do componente sólido de fixação à estrutura com a chapa de suporte das costas Página xi

14 Figura 3-30 Representação do conjunto final da estrutura do assento de avião Figura 4-1 Montagem de Conjunto da Estrutura do Assento para Ensaios Estáticos Figura 5-1 Editor de FEA do Simulation Multiphysics da Autodesk Figura 5-2 Tipos de Elementos disponíveis. Lineares, à esquerda; Não Lineares à direita Figura 5-3 Tipos de Elementos utilizados: Tipo Brick, à esquerda; Tipo Shell à direita Figura 5-4 Definições Gerais e Avançadas Brick Figura 5-5 Gráficos σ-ε: von Mises, à esquerda; von Mises Curve, à direita Figura 5-6 Definições Gerais e Avançadas - Shell Figura Simulações de teste para estudo de interpenetração entre componentes Figura Comportamento do subconjunto mediante a aplicação de esforços Figura Folga entre componentes; à esquerda modelo sólido, à direita modelo de superfície Figura À esquerda a malha interpenetrada, à direita o componente remalhado Figura Localização e detalhe de erro de Modelação Figura Representação de interpenetração entre componentes Figura Representação do Modelo da Estrutura do Assento Duplo Figura Curvas de Carregamento Figura à esq: Carregamento e Constrangimentos; à dir: Zonas de Contacto entre Superfícies (Ensaio Estático) Figura Ensaio Estático para Certificação de Assento [57] Figura Pormenor dos componentes que ligam o assento e as costas à estrutura Figura Representação do Modelo da Estrutura do Assento com Dummy Figura à esq: Velocidades e Constrangimentos; à dir: Zonas de Contacto entre Superfícies (Ensaio Dinâmico) Figura Ensaio Dinâmico para Certificação de Assento [57] Figura Gráfico da Curva de Carregamento aplicada no Ensaio 1 e Dados Gerais do Ensaio Figura Estado de Tensão na Estrutura no instante de tempo Figura Evolução da Tensão no nó e nó ao longo do Ensaio Figura Sensibilidade da progressão da tensão transversalmente ao longo da perna da estrutura Figura Sensibilidade da progressão da tensão na estrutura Figura Gráfico da Curva de Carregamento aplicada no Ensaio 2 e Dados Gerais do Ensaio Figura Estado de Tensão na Estrutura no instante de tempo Figura Evolução da Tensão no nó e no nó ao longo do Ensaio Figura Pontos de Concentração de Tensões (3700 MPa, s) Figura Estado de Tensão na Estrutura no último instante de tempo Figura Sensibilidade da progressão da tensão no componente crítico Figura Representação do Fator de Segurança, e das Zonas de Deformação Plástica Página xii

15 Índice de Tabelas Tabela Certificações relativas à TAP - Transportes Aéreos Portugueses, S.A Tabela Certificações relativas à OGMA Indústria Aeronáutica de Portugal, S.A Tabela Âmbito das áreas de intervenção permitidas [18] Tabela Requisitos para o desenvolvimento de Testes de Certificação Tabela 3-1- Especificações e configurações de assentos [28] Tabela Características de Conformidade existente no Assento Recaro estudado Tabela Tabela de correspondência Tipo de Material Cor Tabela Propriedades Mecânicas e Aplicações das ligas de Alumínio [45,47,48,49] Tabela Propriedades Mecânicas e Aplicações de Aços-Carbono [45,49,51] Tabela Propriedades Mecânicas e Aplicações de Aços de Alta Resistência para forjamento [45,48,52] Tabela Propriedades Mecânicas e Aplicações de Aços Inoxidáveis [48, 54, 55] Tabela Propriedades Mecânicas e Durabilidade [49,55] Tabela Quadro de Custos e Consumos [49] Tabela Tipos de Análise Disponíveis Tabela Análise Linear vs Não Linear Tabela Comparação da Capacidade de Simulação Tabela Tabela de correspondência da especificação de material através de cores Tabela Propriedades dos materiais utilizados na Simulação Tabela Resumo dos parâmetros de definição dos elementos no Ensaio Estático Tabela Resumo dos parâmetros das análises no Ensaio Estático Tabela Resumo dos parâmetros de definição dos elementos no Ensaio Dinâmico Tabela Resumo dos parâmetros de análise no Ensaio Dinâmico Página xiii

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17 Índice de Abreviaturas CS-25 Amend.9 Especificações de Certificação para Grandes Aeronaves Emenda 9 CAD CAM EASA FAA OACI INAC CE ADOAP TCH DOA POA ETSO AMC AC HIC FAR MMPDS MIL-HDBK-5J FEA MES Projeto Assistido por Computador Produção Assistida por Computador Agência Europeia para a Segurança na Aviação Admistração Federal da Aviação Organização da Aviação Civil Internacional Autoridade Nacional de Aviação Civil Comissão Europeia Procedimentos Alternativos para Aprovação como Organização Projeto Type Certificate Holder Aprovação como Organização de Projeto Aprovação como Organização de Produção Especificações Técnicas Normalizadas Europeias Meios Aceitáveis de Conformidade Código de Aeronavegabilidade Critério de Dano Cerebral Federal Acquisition Regulation Manual de Desenvolvimento e Padronização de Propriedades de Materiais Metálicos Manual Militar do Departamento de Defesa dos EUA Finite Element Analysis Simulação de Evento Mecânico Página xv

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19 1. Introdução 1.1 Motivação e Objetivos O tema deste trabalho entra no domínio do mundo da Aeronáutica, com a tentativa de desenvolvimento de um assento para aeronaves. No entanto, antes de se desenvolver um novo conceito de assento é fundamental perceber como o atual funciona e os seus pontos fracos. Ao longo da modelação do assento tornou-se clara a dificuldade e morosidade de modelação, também se evidenciou alguma dificuldade na aquisição de sensibilidade na simulação da estrutura. O sucesso da concretização deste trabalho deve-se em parte à celebração de um contrato que permite a cooperação entre o Instituto Superior Técnico e a TAP Portugal, com o reconhecimento ao empenho da Professora Marta Carvalho e do Eng. Nuno Gonçalves Soares. Através desta cooperação foi possível aceder a um modelo real de um assento de aeronave, utilizado no passado pela transportadora aérea, efetuar o seu desmantelamento e reproduzir à escala real os seus componentes estruturais essenciais utilizando softwares de CAD. Após a reprodução, a montagem do modelo foi validada, e de seguida desenvolveram-se várias simulações com um software de elementos finitos, que tinham como objetivo testar se o modelo em causa estava em conformidade com as exigências de certificação aeronáutica em vigor atualmente. O desenvolvimento deste trabalho resulta do culminar de todos os anos de crescimento e aprendizagem numa das mais exigentes Universidades do País. Para além do crescimento intelectual técnico que me foi transmitido, adquiri uma outra virtude tão ou mais importante, o Método de Pensar, como Engenheiro este é o ponto essencial para o desenvolvimento de uma vida profissional sustentável. Na prática quando se está perante um produto (ou desafio) deve-se ter a capacidade de conseguir perceber: A sua forma de utilização. O campo de aplicação em que se insere. Porque foi desenvolvido. Os processos que levaram ao seu desenvolvimento (utilizar o passado e presente). Os requisitos que tem que cumprir. Se pode ser feito de outra forma com maior eficácia e eficiência (pensar no futuro). Os custos envolvidos. E por fim, mas o mais importante, como consegue gerar receita. Atualmente o sector industrial atravessa uma das fases mais conturbadas da sua história, com a globalização abriram-se novos horizontes para o desenvolvimento e venda de novos produtos, mas aumentou de igual forma a concorrência entre empresas de todo o mundo. Em linha de conta com este facto os centros de desenvolvimento devem ter em mente que ao longo do desenvolvimento de Página 1

20 um novo produto o fator de sucesso é conseguir conciliar da melhor forma possível o trinómio tempo-custo-qualidade, ou seja, fazer bem, depressa e à primeira. Com este pensamento e fazendo uso das potencialidades dos softwares disponíveis é possível hoje em dia desenvolver a prototipagem de forma quase virtual. Em simultâneo com o processo de desenvolvimento do modelo em CAD realizam-se todas as simulações computacionais que sejam necessárias para comprovar o desempenho futuro do produto no mundo real. Deste modo quando se desenvolve o primeiro protótipo físico os ajustes necessários até lançar em produção o produto final são muito poucos, reduzindo assim os custos envolvidos em todo o processo e o lead time. Em baixo apresenta-se alguns aspetos a considerar no processo de desenvolvimento de um produto generalizado, remetendo também para alguns dos assuntos abordados no desenrolar desta Dissertação. Antes do desenvolvimento de um produto/conceito deve-se tentar perceber: Qual a legislação aplicável em vigor. Concorrência ou principais entidades dentro do sector com capacidade para cooperarem. Evolução histórica, benchmarking e state-of-the-art. Comportamento do produto atual (ensaios físicos, ou modelação em softwares de CAD e posterior simulação computacional através de elementos finitos). Requisitos a considerar no desenvolvimento de um novo conceito (adequabilidade, conforto, segurança, fiabilidade, manutenção, massa). Custos envolvidos em todo o processo. 1.2 Estrutura da Dissertação No segundo capítulo pretende dar-se uma noção da legislação Europeia envolvida no setor da aeronáutica; quais as entidades legisladoras nacionais e internacionais, principais empresas certificadas, bem como o teor da sua certificação. O objetivo fundamental é perceber qual será a organização que terá melhores condições para a continuidade do projeto. No terceiro capítulo apresentam-se os principais fatores de distinção entre os vários conceitos existentes, numa tentativa de situar o modelo de cadeira que se abordou neste trabalho. Desenvolve-se também uma revisão histórica como forma de mostrar a evolução das cadeiras ao longo dos tempos, e revendo o atual estado da arte. Culminando na apresentação e descrição de procedimentos que conduziram à criação computacional do modelo de assento em estudo nesta dissertação. No quarto capítulo descrevem-se os diversos tipos de materiais presentes no assento, bem como todos os possíveis concorrentes, abordando-se as características dos materiais, mais-valias, preferências e potenciais desvantagens. Página 2

21 No quinto capítulo explica-se o procedimento de preparação do modelo de elementos finitos que antecedeu a simulação, clarificando todos os parâmetros que se podem mostrar fundamentais para o correto desenrolar da análise. No sexto capítulo são descritos os modelos de estudo que se utilizaram no desenvolvimento das simulações; irá fazer-se referência aos materiais utilizados em toda a estrutura, parâmetros específicos de análise e de geração de malha, condições de fronteira impostas, e por último, mas não menos importante, algumas aproximações que se fizeram em relação ao modelo físico. No sétimo capítulo apresentam-se os resultados gerados por cada uma das simulações, bem como a consequente discussão dos resultados obtidos. Na discussão elucida-se com mais clareza o objetivo da realização do conjunto de simulações, se as mesmas geraram resultados expectáveis (possíveis fisicamente), a adequabilidade destas para a determinação dos pontos fracos da estrutura e as limitações dos modelos de simulação utilizados. Por último, no capítulo oitavo constam as conclusões relativas ao desenvolvimento deste trabalho, e ainda as conclusões em relação à adequabilidade das simulações efetuadas para efeitos de previsão dos ensaios de certificação físicos. Página 3

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23 2. Regulamentação em vigor O presente capítulo pretende dar uma noção da legislação Europeia envolvida no setor da aeronáutica; quais as entidades legisladoras nacionais e internacionais, principais empresas certificadas, bem como o teor da sua certificação. O objetivo fundamental é perceber qual será a organização que terá melhores condições de continuidade de projeto para a apresentação do desenvolvimento de um novo conceito relacionado com componentes interiores aeronáuticos a funcionar em aviões de larga envergadura. 2.1 Introdução (EASA, FAA, CS 25) Começando com uma definição que contextualiza o conceito Aeronavegabilidade ao longo deste capítulo: Para um avião, ou um componente de avião, [aeronavegabilidade] é a posse dos requisitos necessários para voar em condições de segurança, dentro dos limites permitidos [1] Em todos os sectores de serviços e produtos, para que se saiba o que se espera e sentir segurança, esse nicho necessita de responder a normas e seguir determinados protocolos. Com a era da globalização a aviação tornou-se um meio chave quer para o transporte de mercadorias ou passageiros, o mundo tornou-se mais pequeno e nos últimos anos tem-se sentido uma escalada no trafego aéreo, sendo de esperar o aumento da capacidade aérea disponível. Apesar de se ter afirmado como um meio de transporte dos mais seguros, mas tendo em conta os perigos inerentes associados a este meio de transporte era expectável a introdução de legislação que sirva como régua e esquadro dos princípios que regem o projeto e a utilização de aeronaves. Dado o mote, este capítulo irá abordar a matéria que está associada às agências regulamentadoras, as entidades por ela certificadas e alguns níveis de certificação que serão a referência deste trabalho. Ao nível do espaço aéreo Europeu a entidade responsável pelo sector da aviação é a Agência Europeia para a Segurança na Aviação (EASA). Iniciou a sua atividade em 2003, com sede em Colonia na Alemanha e conta atualmente com mais de 500 profissionais oriundos de todos os estados membros. Esta Agência encontra-se em estreita parceria com entidades homólogas a nível global, por exemplo como a Organização da Aviação Civil Internacional (OACI) ou a Administração Federal da Aviação (FAA Federal Aviation Administration) nos Estados Unidos da América. Os protocolos de colaboração têm por objetivo harmonizar normas e promover, à escala mundial, as melhores práticas de segurança em aviação. [2] A sua missão consiste em promover as mais elevadas normas comuns de segurança e proteção ambiental no sector da aviação civil, juntamente com a Administração Federal da Aviação são responsáveis pela certificação dos dois maiores fabricantes de aviões de passageiros do mundo, a Airbus e a Boeing. De modo mais sucinto, no Anexo 1-A apresentam-se as atribuições atuais e futuras do papel da Agencia Europeia para a Segurança da Aviação. [3] Página 5

24 Portugal faz parte dos Estados Membros, sendo o Instituto Nacional de Aviação Civil (INAC) a Autoridade Aeronáutica Nacional responsável pelo acompanhamento e certificação dos requisitos e normas estipulados pela Agência. Cabe ao INAC um conjunto de competências tais como o processo de certificação, autorização e homologação de atividades e procedimentos, de entidades, de pessoal, de aeronaves e de infraestruturas, bem como a definição dos requisitos e pressupostos técnicos subjacentes à emissão dos respetivos atos. Nos estados membros, as normas aprovadas pela Agência ou pelas entidades nacionais competentes (Regulamentação Base 1592/2002) são de carácter universal sendo livremente aceites e compreendidas. No entanto, se através da prestação de serviços ou da manutenção de aeronaves e equipamentos, as organizações atingirem o espaço aéreo que seja do âmbito de outras agências, aí terão que se reger de igual modo pelas normas legisladas para a referida zona aérea. 2.2 Regulamentos da EASA A par do que foi dito acima, é fundamental a tarefa de acompanhamento no processo de certificação das organizações, componentes e serviços como forma de convergência para um sistema de segurança comum e que não suscite quaisquer dúvidas. Este acompanhamento pode ser feito pelas instâncias nacionais a cargo ou acompanhado diretamente pela Agência. Antes do desenvolvimento de um conceito, é fundamental ter-se uma noção das normas que envolvem o sector no qual o equipamento vai ser utilizado, bem como das empresas existentes que possuem aprovação relativamente ao cumprimento e compreensão das referidas normas. Este é o principal motivo pelo qual se estende todo este capítulo. Partindo do princípio que se desenvolve um novo conceito ou uma alteração significativa de um componente de uma aeronave, a tarefa principal consiste na compreensão dos mecanismos legais e organizacionais que envolvem a certificação de um determinado artigo, compreendendo a fase de projeto, produção e montagem na referida aeronave. Tendo em conta a dificuldade que se sentiu na perceção de todos estes conceitos optou-se pela criação de um fluxograma, no qual estão esquematizadas as necessidades que uma entidade necessita de possuir para a obtenção de certificação num determinado artigo e aprovação para proceder à sua instalação numa aeronave. No subcapítulo seguinte procurou descrever-se um pouco mais o significado e âmbito de cada um dos tipos de aprovação que constam no fluxograma. Página 6

25 Figura 2-1 Fluxograma Esquemático do Processo de Certificação A necessidade da criação de regulamentos deve-se ao elevado e uniforme nível de proteção que deve estar assegurado a todos os cidadãos Europeus no sector da aviação civil, através da adoção de regras comuns de segurança que asseguram que produtos, pessoas e organizações na Comunidade cumprem com essas regras e para a proteção do ambiente. [1] A Figura 2-2 demonstra a subdivisão da Regulamentação Base 1592/2002, aludindo à diferenciação do âmbito de aplicação destas: Regulamento (CE) Nº 1702/2003, que estipula as normas de execução relativas à aeronavegabilidade e à certificação ambiental das aeronaves e dos produtos, peças e equipamentos conexos, bem como à certificação das entidades de projeto e produção; Regulamento (CE) Nº 2042/2003, relativo à aeronavegabilidade permanente das aeronaves e dos produtos, peças e equipamentos aeronáuticos, bem como à certificação das entidades e do pessoal envolvido nestas tarefas de manutenção. Página 7

26 Figura 2-2 Fluxograma ilustrativo do contexto de aplicação dos vários tipos de regulamentos [1] Note-se que o regulamento 1702/2003 foi atualizado com o Regulamento (CE) Nº 748/2003 sendo fundamental consultar ambos, a informação que se apresenta no desenvolvimento deste relatório está presente em ambos, pelo que se irá fazer referência em separado. Nos próximos subcapítulos desenvolvem-se os conteúdos presentes nas regras de implementação relativas à Parte 21 e Especificações de Certificação, presentes no Regulamento (CE) Nº 1702/2003. Como a restante regulamentação (2042/2003) está mais direcionada para operações de manutenção será destacada para o Anexo 1-B Certificado de Tipo, Projeto de Tipo e respetivas alterações, Subparte B e D O Certificado de Tipo é um documento pelo qual a Autoridade Aeronáutica Autorizada estabelece que o requerente demonstrou conformidade do projeto de tipo em relação aos requisitos aplicáveis. Apenas as entidades que sejam detentoras de Certificação de Entidade de Projeto (DOA) podem requerer o Certificado de Tipo no que diz respeito a grandes aeronaves, este que engloba o projeto de tipo, limitações operacionais e ficha técnica respeitante à aeronavegabilidade e às emissões. O projeto tipo deverá englobar: 1) Os desenhos e as especificações que definem as características de projeto do produto, bem como a listagem associada; 2) Informações sobre materiais, processos e métodos de fabrico e montagem, de forma que assegure a conformidade do produto; 3) Uma secção relativa a limitações de aeronavegabilidade. Qualquer proposta de alteração a um produto deve requerer um novo Certificado Tipo, sempre que a Agência considere que a alteração a nível de projeto, potência, impulso ou massa seja de molde a exigir uma nova investigação em termos de conformidade. [8] Página 8

27 As alterações ao Projeto de Tipo são classificadas em duas categorias: Pequenas e Grandes. Uma Pequena alteração é aquela que não causa efeitos consideráveis sobre a massa, centragem, resistência estrutural, fiabilidade, características operacionais, ruído, descarga de combustível, emissões de escape ou outras características que afetem a aeronavegabilidade do produto, bem como os reparos do parágrafo anterior. Todas as restantes alterações são consideradas Grandes alterações. Apenas o titular do Certificado de Tipo poderá apresentar um requerimento de aprovação de uma grande alteração a um projeto de tipo, todos os restantes requerentes que pretendam solicitar uma aprovação desse tipo deverão cumprir as disposições da Subparte E Certificação de Tipo Suplementar. [9] Certificados de Tipo Suplementares, Subparte E Esta Subparte define o procedimento associado à aprovação de grandes alterações aos projetos de tipo, sem a posse de um Certificado de Tipo. Existem três possibilidades para a aceitação do pedido de requerimento para este tipo de certificado, o requerente (pessoa singular ou entidade) tem de se encaixar em um deles: [10] 1) Ser portador de Certificação de Entidade de Projeto, Subparte J; 2) Solicitar à Agência outros procedimentos que definem as práticas, recursos e conjunto de atividades de projeto, apresentando um certificado de aprovação ADOAP - Procedimentos Alternativos para aprovação como Organização de Projeto; 3) Optar por fazer prova de capacidade mediante a aprovação pela Agência com vista à demonstração de conformidade para com o referido certificado Organização de Produção, Subparte G As entidades de produção são certificadas segundo os termos de certificação, que identificam o âmbito dos trabalhos, os produtos ou as categorias das peças ou equipamentos, ou ambos, que conferem ao titular o direito de exercer as prerrogativas presentes no título 21A.163 da presente parte. [11] Produção sem a Certificação de Entidade de Produção, Subparte F A principal diferença entre as Subpartes G e F é que a primeira requer a existência de um Sistema de Qualidade que fornece à autoridade competente a confiança necessária para conceder ao fabricante os privilégios de certificação de sua própria produção. Por vezes torna-se preferível a escolha pela Subparte F quando é previsto um fluxo reduzido de produção, ou o artigo é tecnologicamente simples que permita uma inspeção por simples acompanhamento da produção, ou quando se trata de pequenas organizações. Na presente Subparte é apresentado o procedimento para demonstrar a conformidade com os dados do projeto aplicáveis a um produto, peça ou equipamento destinado a ser fabricado sem uma certificação de entidade de produção. [13] Página 9

28 Toda e qualquer pessoa singular ou coletiva poderá demonstrar a conformidade de um produto, peça ou equipamento, nos termos da presente subparte, caso: 1) For titular ou tiver requerido uma aprovação que contemple o projeto do referido produto, peça ou equipamento; 2) Tiver assegurado, de modo satisfatório, a coordenação entre a produção e o projeto, através da celebração de um cordo apropriado com o requerente ou o titular da aprovação em causa. [14] Organização de Projeto, Subparte J Pode-se definir como sendo a pessoa singular ou coletiva definida como o candidato a tornar-se o detentor do Certificado de Tipo (TCH Type Certificate Holder) uma vez que este seja emitido. É também necessário todo um conjunto de técnicos de forma a projetar um artigo e garantir que este está em conformidade com os requisitos lhe estão associados. A Agência desenvolveu procedimentos no âmbito de criar um mecanismo que seja uma alternativa ao pedido de DOA, no que toca a projetos de menor caracter técnico, denominado de Procedimentos Alternativos para aprovação como Organização de Projeto. A presente subparte define o procedimento relativo à certificação de entidades de projeto e estabelece as regras que regem os direitos e as obrigações dos requerentes e titulares das certificações visadas. Os principais deveres e responsabilidades de uma entidade de projeto são: [1] 1) Projetar; 2) Demonstrar conformidade com os requisitos aplicáveis; 3) Verificar independentemente as declarações de conformidade; 4) Fornecer itens para a continuidade da aeronavegabilidade; 5) Verificar o trabalho executado pelos parceiros ou pessoal subcontratado; 6) Fornecer a autoridade com a documentação de conformidade; 7) Permitir que a autoridade faça qualquer inspeção, qualquer voo, e quaisquer testes em solo necessários para a verificação da validade das declarações de conformidade. No entanto, as entidades de projeto são certificadas segundo os tipos de atividades de projetos e as categorias dos produtos, peças e equipamentos relativamente aos quais foi emitida a certificação, bem como as funções e as tarefas para as quais a entidade foi certificada referentes aos requisitos de aeronavegabilidade e os requisitos de proteção ambiental. [15] Um dado importante relacionado com a Organização de Projeto tem a ver com os privilégios que lhe são atribuídos aquando da aprovação, mediante estes a organização pode ter a aprovação por parte da Agência no que diz respeito ao requerimento de: Página 10

29 1) Certificados de Tipo; 2) Certificados de Tipo Suplementares; 3) Autorização ETSO; 4) Aprovação para Grandes Alterações ao Projeto de Tipo. [1] Peças e Equipamentos, Subparte K Sempre que a homologação de uma peça ou equipamento for expressamente exigida pela legislação da União ou medidas da Agência, a peça ou equipamento em questão deve satisfazer os requisitos da autorização ETSO aplicável ou as especificações reconhecidas pela Agência com sendo equivalente para o caso especifico em questão. [16] Uma peça ou equipamento pode ser instalado num produto detentor de um Certificado de Tipo, se apresentar condições de funcionamento seguro e em simultâneo: 1) Estiver acompanhado de um certificado de aptidão para voo (EASA Form 1) atestando que o elemento foi produzido em conformidade com os dados de projeto aprovados e estiver identificado em conformidade com o disposto na Subparte Q Identificação de Produtos, Peças e Equipamentos; ou 2) For uma peça normalizada Autorizações ETSO, Subparte O Um artigo produzido sobre uma autorização ETSO (Especificações Técnicas Normalizadas Europeias) em princípio está apto para a instalação numa aeronave, no entanto terá de estar em conformidade com os requisitos que se encontram nas Especificações de Certificação de Tipo da aeronave onde o artigo irá ser instalado (Grandes Aeronaves consulta-se as Especificações de Certificação CS-25). Notar ainda que para a obtenção de uma autorização ETSO, o artigo tem de estar conforme com as condições técnicas alusivas ao tipo, para isso consultar as Especificações de Certificação CS-ETSO. Toda e qualquer pessoa singular ou coletiva que produza ou tencione produzir artigos ETSO e queira requerer a respetiva autorização, tem de apresentar a prova da sua capacidade sob uma das seguintes maneiras: 1) Relativamente às Entidade de Produção: comprovando com a posse do comprovativo de conformidade com a Subparte G ou com a Subparte F; 2) No que se refere às Entidade de Projeto: comprovando com a aprovação como Entidade de Projeto, Subparte J ou apresentando um certificado de aprovação ADOAP. [17] 2.3 Entidades Portuguesas Certificadas De entre as empresas portuguesas que contemplam algum nível de certificação, destacam-se claramente duas entidades de excelência: a TAP Transportes Aéreos Portugueses, S.A. e a OGMA Página 11

30 Indústria Aeronáutica de Portugal, S.A.. Em ambas se identificam como mais-valias os serviços prestados na área da manutenção, formação e engenharia, no caso da TAP S.A. em especial com o sector TAP Maintenance and Engineering (TAP M&E). Uma vez que o possível equipamento a ser desenvolvido irá ser utilizado em voos de curta distância no espaço aéreo dos Estados Membros, a aprovação das certificações que se apresentam de seguida é do campo de ação da Agência e do INAC. Observam-se quatro categorias que se podem distinguir no tipo de Aprovação da Organização, estas são: Aprovação de Entidades ao nível da Gestão de Aeronavegabilidade Permanente; Aprovação de Organizações ao nível da Manutenção; Aprovação de Organizações ao nível de Projeto (Design Organization Approval); Aprovação de Organizações ao nível de Produção (Production Organization Approval). Na Tabela 2-1 referem-se a título ilustrativo, as aprovações de certificação que as duas empresas em questão possuem. Note-se que não são apresentadas todas as certificações, mas apenas aquelas que se julga de maior interesse para o presente trabalho. Tabela Certificações relativas à TAP - Transportes Aéreos Portugueses, S.A. TAP - Transportes Aéreos Portugueses, S.A. Entidade de Gestão de Aeronavegabilidade Permanente, de acordo com a Parte M, Secção A do Anexo I, Subparte G Aprovação Técnica da Organização de Formação de Manutenção, de acordo com a Parte 147, Seção A do Anexo IV Organização de Manutenção de Aeronaves, de acordo com a Parte 145, Seção A do Anexo II Organização de Projeto, de acordo com a Parte 21, Seção A, Subparte J Tabela Certificações relativas à OGMA Indústria Aeronáutica de Portugal, S.A. OGMA Indústria Aeronáutica de Portugal, S.A. Entidade de Gestão de Aeronavegabilidade Permanente, de acordo com a Parte M, Secção A do Anexo I, Subparte G Organização de Manutenção de Aeronaves, de acordo com a Parte 145, Seção A do Anexo II Organização de Projeto, de acordo com a Parte 21, Seção A, Subparte J Organização de Produção, de acordo com a Parte 21, Seção A, Subparte G Em relação às organizações certificadas apresentadas acima, note-se que o âmbito da aprovação de certificação difere, bem como os privilégios relacionados. As organizações estão aptas a projetar alterações e reparos de aeronaves, de acordo com a Certificação Tipo aplicável e requisitos de proteção ambiental. Na Tabela 2-3 apresenta-se sumariamente as áreas de intervenção permitidas: Página 12

31 Tabela Âmbito das áreas de intervenção permitidas [18] TAP Transportes Aéreos Portugueses, S.A. OGMA Indústria Aeronáutica de Portugal, S.A. Aeronáutica Instalação de equipamentos aeronáuticos Instalação de equipamentos aeronáuticos Sistemas elétricos Estruturas Estruturas Sistemas Hidromecânicos Interiores de cabinas Sistemas elétricos Cozinhas e outros equipamentos interiores Interiores de cabinas (Em Grandes e Pequenos aviões) Cozinhas e outros equipamentos interiores Central de potência Componentes de motor não-criticas Reversores de impulso Coberturas de motor (nacelles) (Em Grandes aviões, e motores de turbina) 2.4 Especificação de Certificação CS - 25 No Espaço Europeu as Especificações de Certificação (CS - Certification Specification) publicadas pela Agência correspondem a normas técnicas não-vinculativas, onde contudo, o cumprimento com estas é uma condição necessária para a obtenção da certificação. [19] Como os regulamentos mudam ao longo do tempo, devido por vezes à deteção de problemas ou sugestão de melhorias, é de notar que nem todas as aeronaves que se encontrem em serviço cumprem com as regulamentações de projeto relativas ao ano decorrente. Os regulamentos são revistos e lançados como uma Emenda (Amendment Number). Uma aeronave tem que ser adequadamente projetada para que em condições de aterragem de emergência a sua estrutura interna consiga dar condições a cada um dos ocupantes de se libertar de forma independente e sair desta facilmente. Já em 1989, foram introduzidas melhorias significativas nas normas de certificação dos sistemas de assento onde os antigos requisitos de certificação baseados unicamente em testes estáticos (9G) foram modificados, compreendendo agora adicionalmente um conjunto de testes dinâmicos (16G) para duas configurações do mecanismo de assento. Estas normas resultam de uma melhoria nos requisitos de aeronavegabilidade emitidas a 17 de Setembro de 2010 pela EASA, e constam agora na CS-25. Contudo, aeronaves certificadas antes destas melhorias não têm obrigatoriamente que modificar os seus sistemas de assento, tendo no entanto a consciência que em caso de acidente a segurança dos ocupantes pode estar comprometida em relação aqueles que adotam esta nova medida.[20] Página 13

32 Caso se pretenda conceber um novo conceito estrutural de uma cadeira de passageiros de uma aeronave comercial de grandes dimensões, devem-se seguir as Especificações de Certificação para Grandes Aeronaves definidas pela Agência (EASA Certification Specification for Large Aeroplanes CS- 25 Amendment 9). Este documento encontra-se subdividido em dois livros: o primeiro relativo ao Código de Aeronavegabilidade (Airworthiness Code), o segundo relativo aos Meios Aceitáveis de Conformidade (AMC - Acceptable Means of Compliance). No parágrafo da CS-25 da EASA encontram-se estipuladas as instruções dos testes de carregamento estático. Estas defendem que as cadeiras e respetivos suportes não devem deformar significativamente perante a aplicação das seguintes forças de inércia atuando de forma independente relativamente à estrutura envolvente: [21] i. Para cima, 3.0 G; ii. Para a frente, 9.0 G; iii. Lateralmente, 4.0 G; iv. Para baixo, 6.0 G; v. Para trás, 1.5 G. Por exemplo no ensaio estático deve-se aplicar uma força no sentido para a frente diretamente no cinto de segurança com uma magnitude no mínimo de 9 vezes a massa do ocupante, que neste caso é normalizado a 77 kg. Comumente designa-se este tipo de cadeira de 9 G e deve-se ao fato de ser esta a de maior magnitude em jogo. O parágrafo da CS-25 da EASA desenvolve os requisitos a seguir no desenvolvimento dos dois testes dinâmicos, englobando o posicionamento que a cadeira deve ter em relação ao movimento descrito, a velocidade aquando do embate e as forças de desaceleração mínimas a obter. Também são apresentados valores limites de carregamento que as diversas partes do corpo do Dummy iram sentir durante os ensaios, para a consulta integral dos requisitos consultar [22]. No primeiro teste dinâmico as forças são predominantemente aplicadas no sentido vertical descendente e no segundo teste as forças são predominantes no sentido longitudinal para a frente. À semelhança do verificado acima, o nome normalmente aplicado a este tipo de cadeiras (cadeiras 16 G) deve-se ao maior fator de carga sentido pela estrutura que é de 16 G. Para a realização deste conjunto de ensaios utiliza-se uma estrutura de apoio semelhante a um crash test, onde o conjunto previamente montado na posição adequada irá sentir os efeitos inerciais de desaceleração aquando do embate numa superfície de bloqueio específica. Página 14

33 Tabela Requisitos para o desenvolvimento de Testes de Certificação Esquema do 1º Ensaio Dinâmico Esquema do 2º Ensaio Dinâmico Requisitos dos Ensaios Dinâmicos 1º Ensaio 2º Ensaio Velocidade Mínima no Impacto, (m/s) Pico de Desaceleração, Gmin (G) Instante Tempo até Pico, tmax (s) Condições Iniciais Ângulo de Fixação, σ ( ) 60 0 Ângulo de Desalinhamento Horizontal, θ ( ) 0 10 Ângulo de Inclinação Vertical, α ( ) 0 10 Ângulo de Rolamento, β ( ) 0 10 Critérios de Conformidade Deformações Limite Pouco significativas, não comprometendo a integridade estrutural, mantendo-se ligado a todos os pontos de fixação HIC 1000 Carga no Cinto de Segurança, max (Kg) 794 Carga Compressiva Lombar, max (Kg) 680 Carga Compressiva Fémur (cada), max (Kg) 1021 Região de Controlo de Forças Inerciais Pormenor dos Requisitos de Suporte da Estrutura da Cadeira no 2º Ensaio Página 15

34 A par dos requisitos de integridade estrutural, as cadeiras de passageiros têm de proporcionar um determinado nível de conservação da integridade física dos utilizadores, para tal definem-se os limites máximos admissíveis para os esforços que são sentidos em zonas chave do corpo humano aquando do impacto. Após uma aterragem de emergência é fundamental evacuar os passageiros o mais rápido possível e para isso é essencial manter intacta a parte mais importante do corpo humano, o cérebro. Como forma de prever as lesões sentidas pelo cérebro humano no impacto desenvolveu-se o critério HIC (Head Injury Criterion). No impacto quando a cabeça embate numa outra cadeira ou numa qualquer estrutura o valor máximo admissível para o HIC é de O nível do HIC é determinado pela seguinte equação: HIC = {(t 2 t 1 ) [ t 1 é o instante de integração inicial, t 2 é o instante de integração final, 1 (t 2 t 1 ) t 2 t a(t)dt ] 2.5 } 1 max, onde: a(t) corresponde à aceleração sentida pela cabeça durante o impacto, (t) em segundos e a em unidades de gravidade G. Durante um impacto, no embate da cabeça do passageiro nas costas da cadeia da frente, as maiores forças podem não ser sentidas exatamente no instante em que a estrutura ou a cabeça atinge o alvo, mas sim instantes depois. Num impacto simples continuado a força máxima é atingida no instante em que se entra em regime de deformação plástica, isto porque as forças de recuperação elásticas como resposta à solicitação externa aumentam progressivamente de magnitude até este ponto. A evolução da aceleração que um corpo sente aquando de um impacto deve assumir a seguinte representação gráfica, presente na Figura 2-3. Figura 2-3- Pulso de desaceleração típico [23] Página 16

35 3. Modelos No mundo aeronáutico existe uma variadíssima gama de modelos de cadeiras, variando no tamanho, no formato, no conforto, que dependem totalmente do contexto onde se inserem. Ao longo deste capítulo apresentam-se os principais fatores de distinção entre os vários conceitos, numa tentativa de situar o modelo de cadeira que se abordou neste trabalho. Desenvolve-se também uma revisão histórica como forma de mostrar a evolução das cadeiras ao longo dos tempos, bem como do estado da arte atual. Na parte final do capítulo abordam-se todos os procedimentos que foram desenvolvidos desde o contacto inicial com a estrutura física da cadeira de avião até ao desenvolvimento de um modelo CAD fidedigno que permitisse a realização de todo um conjunto de simulações computacionais. 3.1 Configuração de Assentos de Aeronaves Para melhor focar atenções no desenvolvimento de um novo sistema de assento para uma aeronave é fundamental reconhecer-se de uma forma geral quais os tipos de assentos em utilização, porquê e qual o fator principal de diferenciação. Existem dois principais fabricantes Mundiais em termos da produção de aeronaves, a Airbus com especial foco nas companhias aéreas Europeias e a Boeing com maior reconhecimento para o mercado Americano, ambas disputam com cotas de mercado semelhantes os aliciantes e emergentes mercados da China, Sudoeste Asiático e Médio Oriente. Em termos de oferta da gama de produtos, cada um dos fabricantes acima apresentados dispõe de um leque alargado de famílias, e dentro de cada uma das famílias vários modelos de aeronaves. A título de exemplo apresenta-se na Figura 3-1 a gama de produtos disponibilizada pela Airbus: Página 17

36 Fabricante Familia A 320 A 330 Modelo de Aeronave A 318 A 319 A 320 A 321 A A Airbus A 340 A A A A 350 A 380 A A A Figura 3-1 Gama de Produtos oferecidos pela Airbus A existência de uma gama variadíssima de famílias e modelos deve-se à necessidade por parte das companhias aéreas de conseguirem cobrir desde os destinos de curta distância, mais versáteis e recorrentes, culminando nos voos de longas distâncias intercontinentais. Um fator importante foi também o aparecimento de cada vez mais companhias aéreas low-cost, que utilizam aeronaves de autonomia mais reduzida, de menor capacidade de passageiros, de layouts mais simples com a possibilidade de jogar com as dimensões (pitch e width) na configuração dos assentos. Antes de mais esclarece-se o significado dos últimos três estrangeirismos acima apresentados e que são comummente utilizados na gíria do mundo aeronáutico; o layout refere-se ao esquema de como os assentos estão dispostos no interior da aeronave, o pitch corresponde ao espaçamento longitudinal entre filas de assentos sucessivas (por vezes mal interpretado como o espaço para pernas), o width é a largura disponível em cada cadeira entre os apoios dos braços. A conjugação destes últimos dois parâmetros permite de certa forma avaliar o tamanho e conforto dos assentos, e resulta na diferenciação das Classes de Voo. Estas dividem-se em três principais classes: a Primeira Classe, a Classe Executiva e a Classe Económica, a título de exemplo na Figura 3-2 apresentam-se os espaçamentos utilizados nas diferentes classes no Airbus A330. Página 18

37 Figura 3-2 Características de layout das diferentes Classes [24] Tendo em conta as configurações apresentadas acima para os sistemas de assento das diferentes classes, cada avião é personalizado consoante o segmento de mercado em que a companhia aérea se insere, isto é, pode pertencer a um segmento de luxo focando-se na Primeira Classe e Classe Executiva, ou pode pertencer ao emergente mercado das companhias low-cost que maximizam o número de passageiros por voo, adotando assim o segmento económico de oito a nove cadeiras. Existem diferentes tipos de assentos que são utilizados dentro de cada Classe Tipo, dependendo quer dos fabricantes quer das companhias aéreas, na Figura 3-3 apresentam-se exemplos de assentos de cada uma das Classes. Figura 3-3 Da esquerda para a direita; Primeira Classe, Classe Executiva e Classe Económica [25,26] Um outro fator que demarca o nível de conforto e habitabilidade no interior da cabine é o valor do pitch utilizado, sendo muitas das vezes a grande diferença entre as companhias low-cost e as restantes companhias aéreas que operam em voos regionais. Para muitas transportadoras o pitch utilizado na Classe Económica situa-se entre os cm, o maior pitch utilizado nesta classe em voos de curta distância é de 91 cm. Nos assentos de Classe Executiva do Boeing 767 da American Airlines este valor eleva-se para os 160 cm, e os assentos cama da US Airways de Primeira Classe instalados no Airbus A330 têm um Pitch de 240 cm. Como referência final o pitch utilizado pelas companhias low-cost situa-se tipicamente entre os 71 a 76 cm. [27] Na Tabela 3-1 afiguram-se as diferentes características em termos de configurações dos assentos utilizadas em alguns dos aviões utilizados na frota da TAP. Página 19

38 Airbus A 320 Autonomia: Km Airbus A 340 Autonomia: Km Tabela 3-1- Especificações e configurações de assentos [28] Capacidade: 162 Px Pitch Width Layout Classe Executiva: (81,3 cm) 18 (45,7 cm) 3x3 Classe Económica: (81,3 cm) 18 (45,7 cm) 3x3 Capacidade: 274 Px Pitch Width Layout Classe Executiva: (137,2 cm) 20 (50,8 cm) 2x2x2 2x4x2 / Classe Económica: '' (81,3 cm) 17'' (43,2 cm) 2x3x2 3.2 A evolução dos assentos ao longo da História A primeira pessoa a voar que se pode designar de passageiro foi Leon Delagrange que voo com o piloto francês Henri Fairman, em Passado um ano Charles Furnas tornou-se o primeiro passageiro americano quando voo com um dos irmão Wrigth. [29] O primeiro serviço aéreo programado surgiu a 1 de Janeiro de 1914, com a invenção e utilização do hidroavião que transportava um único passageiro ao longo da Baia de Tampa, em St. Petersburg na Florida. O primeiro avião do mundo de passageiros apareceu em 1919 com 26 lugares da Lawson Airliner, era composto por duas filas de assentos elaborados à base de vime entrelaçada dispostos ao longo da cabine junto às suas enormes janelas de celuloide, ver Figura 3-4. Figura 3-4 A aeronave, o layout e o formato das primeiras cadeiras para transporte de passageiros [30,31] Em 1929 surgiram no U.S. Fokker F-32 as primeiras luzes no sentido de oferecer um maior conforto aos passageiros, com os primeiros assentos inclinados recobertos de pele de crocodilo, possuindo botões de chamada e luzes para leitura individuais. Problemas associados ao seu preço proibitivo e problemas de potência levaram rapidamente ao seu declínio. No mesmo ano foi desenvolvido na Holanda o modelo Fokker F.IX que já apresentava interiores bastante apelativos, no entanto devido à depressão económica este modelo foi modificado e passou a ser utilizado como bombardeiro. Figura 3-5 Da esquerda para a direita: Fokker F-32, Fokker F.IX e respetivos interiores [30,32] Página 20

39 Em 1930 com a suavização dos preços do alumínio, a Companhia Americana do Alumínio (Alcoa) introduziu no mercado o primeiro assento construído à base de alumínio, eliminando os problemas de empenos, infestações e combustibilidade associados aos modelos de madeira. A título de exemplo, passados três anos a Boeing equipou o seu 247 com duas filas deste tipo de assentos. Figura 3-6 Primeiro assento desenvolvido em alumínio e sua aplicação comercial no Boeing 247 [30,33] Os serviços transcontinentais nos Estados Unidos apareceram em 1934, e com eles a necessidade de tornar a morosa viagem de 24 horas de costa a costa mais confortável, para isso a American Airlines equipou-se com o biplano Curtiss Condor de 18 lugares que disponha de camas individuais para os seus passageiros. Ver Figura 3-7. Em 1936 o modelo Douglas DC-3 passou a tornar-se um modelo padrão para as viagens aéreas juntamente com os seus característicos assentos com almofadas de espuma de borracha. Ao longo de toda a década de 40 s surgiram anúncios de fabricantes ressaltando a resiliência, suavidade e inovação deste novo material. Ver Figura 3-7. Figura 3-7 Da esquerda para a direita; Camas a bordo do Curtis Condor, Douglas DC-3, anúncio alusivo aos novos materiais utilizados em assentos de aeronaves [34, 35, 30] Tendo em vista a alargada oferta de serviços noturnos para a Europa, já em 1949 a Pan Am lança um novo conceito de assentos nos Boeing 377 Stratocruiser que permitem quer uma postura direita e adicionalmente a possibilidade de reclinação. E foi na década de 50 s que se estrearam as cadeiras com quadros standard em alumínio nas quais se baseiam ainda a grande maioria das cadeiras de passageiros. Página 21

40 Figura 3-8 Da esquerda para direita: Assentos reclináveis da Pan Am, um dos primeiros assentos dos anos 50 s, e o layout interno de um Boeing 707 em 1958 [36, 30, 33] Em 1989 iniciou-se uma outra revolução nos serviços que os passageiros tinham ao seu dispor até à data entrando-se na era do entretenimento, com a Virgin Atlantic a equipar a Classe Executiva com ecrãs de vídeo individuais, passados dois anos é estendida a oferta a todas as Classes. Desde este ano até 1998 muitas alterações surgiram no que remete para o conforto e habitabilidade, de destacar o desenvolvimento de novos assentos nas Classes superiores que permitem que o passageiro se mantenha numa postura praticamente deitada com todo o conforto e privacidade que é necessário. Destaca-se ainda em 1998 a revisão dos assentos de Classe Económica da British Airways com a introdução de suportes de cabeça. Figura 3-9 Da esquerda para a direita: Sistema de entretenimento da Virgin Atlantic, Assento completamente reclinável de 1989 da Primeira Classe da Singapure Airlines, Flat Sleepers, e por último o sistema de apoio de cabeça [37,30,38] Figura 3-10 Sugestão de apresentação de suítes de Primeira Classe [30] O culminar da oferta de produtos e serviços premium surge em 2007 com o aparecimento de Suítes de Primeira Classe nos novos A380 da Singapure Airlines, cada uma das quais com portas deslizantes privativas, LCD s de 23, assentos em pele e camas individuais as quais se podem juntar para acomodar duas pessoas. Página 22

41 3.3 State-of-the-art: assentos de classe Económica Considerando toda a abrangência de modelos de assentos que foram surgindo ao longo da história com os seus mais variadíssimos padrões de utilização, é necessário definir o campo de atuação deste trabalho. Assim sendo, a partir deste subcapítulo bem com nos que se seguem irá focar-se a atenção para a gama de sistemas de assento da Classe Económica na qual o modelo analisado se insere. Antes de se fazer uma apresentação exaustiva de alguns dos mais inovadores conceitos de assentos em utilização ou em desenvolvimento, irá evidenciar-se certas palavras-chave que convém ter em mente no desenvolvimento e aparecimento de novas conceções. Como nota de diferenciação, os blocos a verde são características a ter em conta na perspetiva da companhia aérea, enquanto os restantes relacionam-se com a ótica do utilizador. Figura 3-11 Palavras-chave relevantes na avaliação de novos conceitos Recaro - BL3520 São necessárias apenas quatro palavras-chave para de uma forma simples descrever este novo conjunto de bancos da Recaro: Habitabilidade Maximizada, Conforto Melhorado, Redução de Custos e um Design Apelativo. Figura 3-12 Apresentação de três vistas do Assento BL3520 da Recaro [39] Graças a um sistema de encosto de costas mais estreito, possível com o novo sistema de tela prétensionada em vez da utilização conjunta de uma estrutura rígida de alumínio e espumas, é possível aumentar a sensação de espaço e conforto. Com este conjunto é possível adotar-se layouts com um pitch médio compreendido entre conduzindo a uma elevada densidade de assentos, Página 23

42 podendo assim as companhias aéreas instalar mais filas de assentos por avião. Em termos de massa pode-se estimar cerca de 11 kg s por lugar, uma redução aproximada de 30% em comparação com outros modelos análogos, permitindo poupanças de combustível, consequentemente menores emissões e custos. A zona do porta-revistas foi deslocalizada para uma posição mais elevada e afastada da zona dos joelhos, aumentando o espaço livre de movimentos para o passageiro cerca de mais 3 em relação ao anterior modelo BL 3510, quer o suporte do encosto de costas quer o suporte da base do assento permitem algum ajuste em termos de tensão aumentando o conforto Pitch Aircraft Seating Systems - PF2000 Este modelo é um assento ultra leve com aproximadamente 25 kg s por assento triplo, projetado de forma a oferecer o mais alto nível de conforto e espaço para pernas com uma montagem de 28 de pitch. Quando comparado com os assentos de classe económica standard, este sistema oferece até mais 2.5 de espaço extra para as pernas. Figura Apresentação de três vistas do Assento Pitch PF2000 [40] Tem um encosto reclinável fixo com menos peças que um assento reclinável padrão oferecendo excelentes condições de manutenção. O encosto de costas é constituído por um módulo compósito que possibilita ao cliente a personalização relativamente ao entretenimento optando pela integração de sistemas de média a bordo ou espaços de arrumação para revistas. Sendo uma empresa com base na indústria automóvel, este primeiro conceito desenvolvido conta com a experiencia de métodos de produção que reduzem tempos de entrega, níveis de suporte globais, respetivos ajustes e acabamentos Thompson Aero Seating - Cozy Suite Economy Este modelo desafia completamente o conceito dos tradicionais assentos adotando uma disposição deslocalizada para cada um dos passageiros em relação ao típico formato dos assentos da concorrência. Página 24

43 Figura 3-14 Apresentação de duas Vistas do Assento Cozy Suite Economy [41] Segundo a empresa que desenvolveu o modelo, este conceito oferece uma verdadeira mudança em termos de conforto nos assentos de Classe Económica. Oferece mais espaço para pernas com 31 de pitch, apoios de braço individuais com 17.8 de width, uma largura de ombros disponível similar à da Classe Executiva cerca de 22, zonas para encosto de cabeça e facilidade de acesso mesmo com base de assento inclinada. Existem novas possibilidades para o layout interno da aeronave, permitindo a instalação de mais filas de assentos, mais passageiros por voo e com isto o cash-flow da companhia Aereas Seat Project Esta nova ideia resulta de uma colaboração entre a Geiner Aerospace, a Kobleder Knittec e a Lukedesign. [42, 43, 44] Englobando o projeto e construção de um assento que estabelece novas referências em termos de conforto, massa, conceção e custos utilizando materiais recentes e inovadores. Figura 3-15 Apresentação de três vistas do Aereas Seat Project [42,43,44] Utiliza tecnologia de ponta com o desenvolvimento da malha aereas knit que proporciona: Zonas de conforto personalizáveis e ajustáveis às várias partes do corpo humano em diferentes posições, sem necessitar de ajuste mecânico, Conduz a uma postura de assento ativa, reduzindo os pontos de pressão e assim o risco de congestionamento sanguíneo durante longos voos, A abertura da malha proporciona um ótimo microclima reduzindo a temperatura corporal e excesso de humidade, Quando comparada com as tradicionais espumas e revestimentos esta tecnologia conduz a uma poupança bastante significativa em termos de massa. Lançado em 2008 e após dois anos de desenvolvimento e continuados estudos compreensivos na Universidade de Tecnologia de Darmstadt, em parceria com a GreinerPURtec e a Kobleder, o projeto demonstrou resultados positivos em relação ao nível de conforto proporcionado tendo conseguido arrecadar vários prémios. Página 25

44 3.4 Apresentação do Modelo Algumas partes da estrutura original em que o presente trabalho se baseou como ponto de partida para o desenvolvimento de um novo conceito, encontram-se exemplificadas na Figura O modelo em questão obteve aprovação após a realização de ensaios físicos de certificação FAR Amend no ano de Este modelo de assento, já em desuso há algum tempo, equipava na altura a Classe Executiva dos voos de curta distância da Transportadora Aérea Portuguesa (TAP). Figura Fotografias ao Modelo de Estudo, obtidas na TAP O referido modelo apresenta um autocolante com os seguintes dados técnicos de certificação, exemplificados na Tabela 3-2. Tabela Características de Conformidade existente no Assento Recaro estudado Massa 49.6 Kg Dados de Testes de Resistência (G) 5.4 (Up, Vertical para Cima) 8.6 (Down, Vertical para Baixo) 1.5 (Aft, para Frente) 4 (Side, Lateral) Conformidade TSO C39b; FAR b e c 26/11/1984 Conforme FAR Amdt.25-64, AS 8049 e Al. Spec MIF Modelo de Cinto de Segurança Am-Safe Modelo do Assento P/N Margem de Pitch (") Página 26

45 Tendo em linha de conta que o objetivo residia na certificação da estrutura de um modelo de assento de aeronave, seria de todo oportuno a replicação o mais fiável possível da estrutura que era disponibilizada pela TAP. Assim, a abordagem seguida consistiu no desmantelamento peça a peça de todos os componentes principais da estrutura que tivessem influência na condução e absorção dos esforços, de relevância durante um ensaio físico de certificação. Procedeu-se ao desmantelamento dos componentes à medida que se completava a sua reprodução tridimensional em CAD. A renomeação e organização de todos os componentes da estrutura efetuou-se através da atribuição um número único a cada um deles, utilizando números seguidos para peças que estavam num mesmo subgrupo e marcando-se em alguns casos os respetivos componentes físicos. Ver Figura 3-17 como possível exemplo. Figura Representação do Conjunto de Suporte da Estrutura numerado Dedicou-se um mês para a reprodução exata de todos os componentes essenciais da estrutura. Utilizou-se várias metodologias e softwares para a obtenção das formas e dimensões dos componentes, de maneira a reproduzir o respetivo modelo tridimensional Modelação Tridimensional De uma forma geral, em termos geométricos pode-se dividir o universo de componentes estruturais em dois grupos, um que diz respeito a componentes com formas geométricas definidas e um outro de formas geométricas não definidas. Entenda-se por formas geométricas definidas os componentes que podem ser definidos geometricamente por pontos, retas e circunferências; como formas geométricas não definidas aquelas em que é impossível extrair qualquer medida tangível para posterior reprodução CAD. Em termos mais concretos neste trabalho encaixam-se apenas dois componentes neste último grupo: a chapa de base do assento, e o conjunto estampado relativo às Página 27

46 costas do assento. Nos parágrafos abaixo demostram-se os procedimentos utilizados perante a modelação dos componentes tridimensionais sólidos e tridimensionais de superfícies. Para formas geométricas mais simples, lineares e de fácil reprodução, tais como perfis quadrados, anilhas ou chapas de espaçamento um simples paquímetro bastou para que se conseguisse reproduzir na íntegra o componente. Para os elementos estruturais mais complexos mas de formas definidas delineou-se todo o seu contorno exterior e furação, e caso existissem decalcavam-se todas as nervuras que reforçavam o componente. Em primeiro lugar efetuou-se o delineamento de forma precisa do contorno exterior do componente numa folha de papel vegetal, posteriormente utilizou-se um gabarito para a obtenção do valor do raio das curvaturas do perfil exterior, definindo-se o ponto central desse mesmo semicírculo. Com um aristo refinavam-se as linhas retas do perfil exterior e caso fosse possível definiam-se também as retas que serviriam de elo de ligação entre as semicircunferências. Adotou-se um sistema de referência de dois eixos fixos, os quais serviram de referencial permitindo assim a recolha de coordenadas X/Y de um conjunto alargado de pontos, uns correspondiam aos extremos de retas, enquanto outros serviam para definir a localização das semicircunferências. No final resultou a construção bidimensional do perfil exterior do componente no software de CAD, e a posterior construção tridimensional. O componente escolhido para exemplificar o método de construção descrito acima corresponde ao Componente 20 que serve de elo de ligação entre os dois perfis tubulares da estrutura, e adicionalmente de suporte ao conjunto estampado relativo às costas do assento. Figura 3-18 Fotografia do componente a reproduzir tridimensionalmente Na Figura 3-19 está representado o desenho de delineação do componente, mas como este foi desenvolvido numa folha A3 e apenas se disponha de digitalizador A4, aparece um espaço em branco entre as duas imagens. Note-se que mesmo assim não foi possível desenhar todo o componente na Página 28

47 folha A3, ficando uma pequena parte desenhada numa outra folha, tendo no entanto o cuidado para sistema de eixos de referência utilizado estar localizado exatamente no mesmo ponto-chave. Na figura abaixo estão demarcados a rosa alguns pontos que dizem respeito a pontos de referência utilizados, demostrando a sua importância na passagem do modelo físico para o correspondente modelo CAD. Página 29 Figura 3-19 Desenho de delineação e respetiva referenciação do Componente 20

48 A utilização de papel vegetal revelou-se fundamental, permitindo uma fácil visualização através da sobreposição dos contornos e cavidades dos componentes. Foi desta forma que se obtiveram os contornos iniciais ainda que sem grande rigor, das cavidades de redução de peso do componente e nervuras. Após a verificação da posição relativa das cavidades no interior do perfil delineado do componente, utilizou-se a mesma estratégia de pontos de referência, retas e círculos para a definição exata da forma geométrica destas. Nas Figuras 3-20 e 3-22 representam em mais detalhe o trabalho desenvolvido para a aquisição o mais fiel possível dos contornos geométricos das cavidades de redução de peso. Figura 3-20 Representação dos contornos geométricos das cavidades Para a construção da maioria dos componentes do assembly do modelo tridimensional CAD utilizouse o software Inventor Profissional 2013 da Autodesk. Na Figura 3-21 demonstra-se o método explicado acima para a construção do Componente 20 utilizando vários pontos de referência para a elaboração do skeetch do perfil exterior e das cavidades do componente. Figura 3-21 Representação do Sketch da construção do Perfil Exterior do Componente 20 Página 30

49 Figura 3-22 Representação do Sketch da construção das Cavidades do Componente 20 Nota para o que foi dito acima em relação à utilização do mesmo ponto de referência para a definição dos eixos de referência quer para a localização de cada um dos pontos que servem de base à construção do perfil exterior, quer para a construção das cavidades. Figura 3-23 Representação do Perfil Exterior e Modelo Final em CAD do Componente 20 O componente apresentado acima foi aquele que impôs um maior esforço quer em termos de aquisição da geometria quer em termos de horas de detalhe do modelo em CAD. Houve, no entanto, outros componentes que se apresentaram como um desafio, devido à não especificidade das suas formas de contorno. Ao contrário do componente anterior e dos restantes analisados, existiram dois que exigiram a utilização de um outro software de modelação de superfícies o Alias Automotive 2013 da Autodesk, bem como de uma outra estratégia para a definição dos contornos dos componentes. Os dois componentes em causa dizem respeito à chapa estampada da base do assento e à chapa de suporte das costas do assento. Página 31

50 Figura 3-24 À esquerda, a chapa da base. À direita, a chapa de suporte das costas. Visualizando ambos os componentes constata-se obviamente a impossibilidade de utilização de uma régua, esquadro ou qualquer outro tipo de aparelho de medição banal que possibilite a definição e a aquisição das formas geométricas de ambos os componentes. Nesse sentido explorou-se as capacidades do software Alias Automotive que tornou possível a modelação de superfícies contínuas com formas livres utilizando como referência as três vistas principais. Figura 3-25 Planos de referência para a modelação dos componentes Um ponto fundamental reside no ajuste dimensional das vistas utilizadas. Tendo em conta que a distância de fotografia poderia variar, utilizou-se um volume de referência para garantir que as três vistas estavam sincronizadas entre si, e representavam as dimensões originais do modelo físico. Este volume de referência representava de forma aproximada as dimensões gerais do componente, conforme se pode visualizar na Figura 3-25 à direita. Para efeitos de exemplo, no caso da chapa de suporte das costas após o correto ajustamento e posicionamento das vistas, o próximo passo consistiu na delineação dos contornos laterais exteriores, de modo a obter-se a superfície frontal e traseira, ver Figura De seguida, fez-se o mesmo procedimento de delineação da vista de topo, e recortaram-se as superfícies anteriores. Tendo já ambas as superfícies completamente definidas, o último passo consistiu no preenchimento da superfície lateral comum às duas superfícies anteriores. Na Figura 3-27 estão representadas as três vistas principais e uma perspetiva da superfície final obtida. Página 32

51 Figura 3-26 Representação das linhas de contorno na Vista Lateral Figura 3-27 Modelo Final da Chapa de Suporte das Costas No caso da chapa da base do assento procedeu-se de forma ligeiramente diferente, utilizou-se na mesma as três vistas de referência, mas partiu-se de uma superfície quadrada com as dimensões gerais ajustadas à vista de topo. Esta superfície era definida por várias linhas ao longo do seu comprimento, estas eram controladas por vários pontos onde era determinada a inflexão e curvatura das linhas e consequentemente da superfície. Foi uma questão de ajuste a obtenção da forma final do componente. Na Figura 3-28 estão representadas as três vistas principais e uma perspectiva da superfície final obtida, note-se a presença das linhas orientadoras da superfície modelada. Figura 3-28 Modelo Final da Chapa de Base do Assento Página 33

52 Concluída a modelação dos componentes que constituíam a estrutura de assento, o próximo passo foi a montagem de todos eles. Esta foi uma etapa que consumiu algum tempo, uma vez que o rigor dos programas CAD não é compatível com algumas aproximações em termos de medições. Por esta razão, houve a necessidade de reedição geométrica e dimensional de alguns componentes para que todos encaixassem de maneira correta. As zonas de contacto entre os componentes do tipo superfície com os do tipo sólido requereram alguma atenção, como as superfícies foram obtidas através de modelação livre e geometricamente não definida, surgiram dificuldades em obter superfícies de contacto correspondentes entre os dois componentes que permitissem a correta montagem e transmissão de esforços. Figura 3-29 À esquerda, zona de contacto chapa de base; À direita, modelação do componente sólido de fixação à estrutura com a chapa de suporte das costas Note-se que antes de se proceder ao desmantelamento da estrutura retiraram-se algumas medidas que permitissem relacionar a posição relativa entre os diversos componentes, registaram-se também imagens dos subconjuntos de componentes, na tentativa de eliminar qualquer dúvida aquando o processo de montagem. A Figura 3-30 corresponde à montagem de todos os componentes principais da estrutura primária do assento de avião que foi reproduzido tridimensionalmente em CAD, constituindo assim o modelo final, e que serve de base para a geração dos ensaios estáticos de certificação. Figura 3-30 Representação do conjunto final da estrutura do assento de avião Página 34

53 4. Materiais utilizados na estrutura Há semelhança de todos os equipamentos utilizados na indústria aeronáutica, o critério de seleção dos materiais para a estrutura do sistema de assento consiste maioritariamente em seis premissas: elevada resistência mecânica, extensões significativas de forma a evitar fratura frágil, boa resistência à corrosão, baixa densidade para reduzir peso, maquinabilidade e formabilidade, e por último mas não menos importante a questão do preço. Apesar de toda a oferta disponível na internet, em termos de artigos científicos e referências bibliográficas relacionadas com descrições e propriedades materiais de determinados elementos metálicos, as duas fontes mais relevantes em termos de informação e valores admissíveis para o projeto de componentes aeroespaciais foram: o Manual de Desenvolvimento e Padronização de Propriedades de Materiais Metálicos (MMPDS Metallic Materials Properties Development and Standardization handbook) e o seu antecessor o Manual Militar do Departamento da Defesa dos EUA (MIL-HDBK-5J Metallic Materials and Elements for Aerospace Vehicle Structures). Atualmente está em vigor a versão MMPDS-07, esta referência é reconhecida internacionalmente como uma fonte confiável no que toca a todo um conjunto de informações para seleção e análise de materiais aeronáuticos. Sendo a única fonte pública disponível nos EUA de referência de materiais que são adotados pela Federal Aviation Administration para o cumprimento com as Federal Aviation Regulations em termos de propriedades de resistência de materiais e valores de projeto para a certificação de aeronaves e continuidade de aeronavegabilidade. No desenvolvimento deste trabalho seguiu-se preferencialmente a informação contida no MIL-HDBK-5J. No que se refere à análise e descrição dos componentes presentes na estrutura é de referir: A grande maioria dos componentes presentes na estrutura é constituída por ligas de alumínio. Os elementos de fixação do assento à estrutura do avião, e alguns componentes utilizados para aumentar a rigidez do conjunto eram constituídos por ferro fundido e aço, respetivamente. Encontraram-se algumas anilhas e componentes de origem polimérica que serviam de encosto entre duas superfícies metálicas. Verificou-se também a existência de certos componentes de bronze em zonas de contacto e movimento relativo onde se exige uma elevada resistência à abrasão e ao escorregamento. Página 35

54 Figura 4-1 Montagem de Conjunto da Estrutura do Assento para Ensaios Estáticos Na Figuras 4-1 estão organizados por grupos de cores os diferentes tipos de materiais que foram utilizados nos diversos componentes da estrutura. Como forma de interpretação, e correlação entre o tipo de material do componente e a cor respetiva utiliza-se o quadro abaixo onde se faz a seguinte correspondência: Tabela Tabela de correspondência Tipo de Material Cor Bronze Aço Mola Poliméricos Maquinados Alumínio Aço-Inox Extrudidos Alumínio Aço Alta Resistência Estampados Alumínio Nos subcapítulos que se seguem irá fazer-se uma apresentação dos materiais utilizados na estrutura, de forma mais ou menos exaustiva consoante a dificuldade de escolha do material em causa. 4.1 Ligas de Alumínio diferentes tipos de ligas e suas características Será sobre este material que se estende maioritariamente o estudo compreensivo uma vez que predomina na constituição dos componentes da estrutura do assento de avião estudado. Sendo o elemento metálico mais abundante na crosta terrestre, só a partir de 1886 com o método de eletrólise do alumínio de Charles Martin Hall se tornou possível a sua produção em larga escala através de métodos de baixo custo, tornando-se um dos materiais de maior uso a par da descoberta do ferro na pré-história. O alumínio possui uma combinação de características e propriedades marcantes que o tornam um elemento aliciante para os processos de engenharia. O principal binómio que se associa a este elemento corresponde à relação densidade-resistência, razão esta que leva a que as ligas originadas por este elemento sejam cada vez mais utilizadas no mundo aeronáutico e automóvel. Uma outra característica assenta na sua capacidade de resistência à corrosão, este fator depende muito do tipo Página 36

55 de liga em questão bem como do meio corrosivo em que se insere, mas de um modo geral é uma vantagem competitiva em relação a outros metais. As designações dos diferentes tipos de tratamentos térmicos que podem ser aplicados nas ligas de alumínio indicam-se a seguir à designação da liga separados por um traço, as subdivisões do tratamento térmico indicam-se posteriormente à letra, por exemplo 1100-H12. Em baixo apresentase uma breve descrição das denominações dos diferentes tipos de tratamentos térmicos que podem ser aplicados às ligas de alumínio, com interesse para a aplicação em questão. Designações básicas dos Tratamentos Térmicos: F Tal como fabricado. Sem controlo da quantidade de encruamento, sem limites para as propriedades mecânicas. O Recozimento e recristalização. Tratamento com a menor resistência mecânica e a maior ductilidade. H Encruamento. T Tratamento Térmico para obter estruturas estáveis para além dos tratamentos F e O. Tipos de Ligas Encruadas: H1 Encruamento simples. O grau de endurecimento é indicado pelo segundo dígito e varia de ¼ endurecido (H12) a totalmente endurecido (H18). H2 Encruamento e recozimento parcial. Consegue-se por recozimento parcial de materiais deformados a frio com resistência mecânica inicial maior que a desejada. Os tratamentos são designados por H22, H24, H26 e H28. H3 Encruamento e estabilização. Tratamento para ligas de alumínio-magnésio amaciadas por envelhecimento, que são encruadas e posteriormente aquecidas a baixa temperatura para aumentar a ductilidade e estabilizar as propriedades mecânicas. Os tratamentos são designados por H32, H34, H36 e H38. Tipos de Ligas Tratadas Termicamente: T1 Envelhecimento natural. O produto é arrefecido desde a temperatura elevada em que foi enformado e envelhecido naturalmente até um estado estável. T3 Solubilização, deformação a frio e envelhecimento natural para um estado estável. T4 Tratamento térmico de solubilização e envelhecimento natural. T5 Arrefecimento desde a temperatura de enformação seguido de envelhecimento artificial. T6 Solubilização seguida de envelhecimento artificial. T7 Solubilização seguida de estabilização. T8 Solubilização, deformação a frio e envelhecimento artificial. Página 37

56 4.1.1 Série 1000 Corresponde basicamente ao alumínio puro (99%) aplicando-se principalmente nos campos da indústria química e elétrica. Estas ligas caracterizam-se por possuírem excelente resistência à corrosão, elevada condutibilidade térmica e elétrica, reduzidas propriedades mecânicas e boa maquinabilidade Série 2000 O principal elemento de liga é o cobre, e após tratamento térmico adequado estas ligas possuem propriedades mecânicas que se assemelham a um aço macio. Tratamentos térmicos de envelhecimento artificial permitem aumentar a tensão de cedência do material, reduzindo no entanto a extensão. Estas ligas não possuem uma boa resistência à corrosão quando comparadas com as restantes ligas, no entanto quando se adquire sob a forma de chapa é possível o revestimento com alumínio de elevada pureza ou da série 6000 resultando assim num aumento da resistência à corrosão. Uma das ligas mais importantes neste grupo é a liga 2024, que contém cerca de 4,4% de Cobre (Cu), 1,5% de Magnésio (Mg) e 0,6% de Manganês (Mn). Esta liga nas condições de tratamento térmico T6 tem uma resistência à tração de 442 MPa, sendo usada por exemplo em estruturas de aviões. [45] Série 3000 Nesta liga o principal elemento é o manganês, apesar da percentagem máxima deste elemento que se pode adicionar ao alumínio ser de apenas 1,5%. Esta série não permite geralmente tratamento térmico, sendo a liga 3003 utilizada em aplicações que requerem resistências moderadas e boa maquinabilidade Série 4000 O elemento adicionado presente em maior quantidade neste grupo é o silício, o qual pode ser adicionado em quantidades tais que seja possível a redução da temperatura de ponto de fusão sem resultar em fragilidade. Por esta razão esta série pode ser utilizada em fio para soldar ou como ligas de brasagem Série 5000 Nesta série é adicionado um dos elementos de liga mais amplamente utilizados nas ligas de alumínio, o magnésio. Quando usado como o maior elemento de liga ou em conjunto com o manganês origina ligas de elevada resistência não tratáveis termicamente. Considera-se que o magnésio tem um poder endurecedor mais efetivo que o manganês, utilizando-se a equivalência de 0,8% magnésio para 1,25% de manganês. Esta série possui boas características de soldabilidade e boa resistência à corrosão em ambientes marinhos, contudo deve-se ter em conta a quantidade de trabalho a frio a que se sujeita o material bem como a gama de temperaturas para uma utilização segura. Página 38

57 4.1.6 Série 6000 As ligas neste grupo contêm magnésio e silício em quantidades aproximadas originando silicato de magnésio que torna possível o tratamento térmico. A liga de topo nesta série sendo uma das ligas tratadas mais versáteis é a 6061, apresenta a seguinte composição aproximada de 0,1% Mg, 0,6% Si, 0,27% Cu e 0,2% de Cr. Tem uma menor resistência que a maioria das ligas 2000 ou 7000, mas possui boa formabilidade, boa resistência à corrosão com média resistência mecânica. Esta liga nas condições de tratamento térmico T651 tem uma resistência à tração de 276 MPa, sendo usada em substituição dos aços de baixa liga em aplicações estruturais Série 7000 O zinco é o maior elemento de liga neste grupo, e quando adicionado com uma pequena percentagem de magnésio resulta em ligas tratadas termicamente de elevadíssima resistência. Normalmente adicionam-se também em pequenas quantidades elementos como cobre ou crómio. A liga 7075 é uma das mais importantes deste grupo e tem a composição aproximada de 5,6% Zn, 2,5% Mg, 1,6% Cu e 0,23% Cr. Esta liga quando submetida ao tratamento térmico designado por T6, tem uma resistência à tração de 504 MPa e é utilizada principalmente em estruturas de aviões. [1] No sentido de combinar as características de elevada resistência mecânica, resistência a corrosão e a produção de elementos extrudidos a ALCOA desenvolveu a liga 7055-T651 que se assume como a nova geração de ligas de alta resistência, aumentando o tempo de vida dos componentes e reduzindo os custos, demonstrando também excelentes propriedades para a conceção de componentes extrudidos. Os dígitos que se seguem após o número identificativo do tipo de têmpera aplicada referem-se a especificações de tratamento. Página 39

58 Tabela Propriedades Mecânicas e Aplicações das ligas de Alumínio [45,47,48,49] Liga Estado Tensão de Rotura MPa Tensão de Cedência MPa Extensão (%) Aplicações Típicas Características Energia Consumida MJ/Kg Preço /Kg Recozido O Tratamento Térmico -T Estruturas e Boa maquinabilidade (70%), Boa resistência à fadiga, 2024 acessórios de Reduzida resistência 196 1,43 Tratamento Térmico -T aviões à corrosão, Capacidade de acabamento superficial Recozido O Estruturas de camiões e Boa maquinabilidade navais, (50%), 6061 Tratamento Térmico -T ,6 acessórios de aviões, oleodutos, Componentes estampados para aeronáutica, 209 1,77 carris de Resistência à comboio corrosão Recozido O Boa resistência mecânica, Boa maquinabilidade Estruturas de (70%), Resistência 7075 Tratamento Térmico -T aviões e outras ao desgaste, Proporciona bons acabamentos, 202 1,77 Cuidados com a corrosão Superior Resistência Mecânica, 7055 Tratamento Térmico T Estruturas de assas de aviões, longarinas de fuselagem Resistência à Compressão, Extrudidos, Excelente resistência à corrosão, 198 1,77 Tenacidade, Resistência à fadiga Apresentam-se agora os principais motivos que levaram à escolha das ligas utilizadas no modelo da simulação de elementos finitos, e acrescenta-se que esta escolha teve como base dois critérios: a disponibilidade das propriedades das ligas no software de simulação e a observação de fatores favoráveis observados na tabela acima. No que diz respeito ao conjunto de componentes maquinados, note-se que uma grande parte do material bruto é desperdício, é então preferível escolher uma liga de menor custo, mas que ao Página 40

59 mesmo tempo garanta todos os requisitos de resistência, aspeto e manutenção. A escolha recaiu para a liga 2024-T6, optou-se assim inicialmente por aquela cujo tratamento térmico lhe conferia maior resistência. Relativamente ao conjunto de peças estampadas a opção de preferência pela liga 6061-T651 deveuse à adequabilidade que esta apresenta para o processo de fabrico por estampagem. À semelhança do caso anterior optou-se também pelo tratamento térmico que lhe conferisse melhores propriedades mecânicas. Agrupou-se no subconjunto de componentes extrudidos todos os componentes que são possíveis de obter através de perfil de alumínio (extrudidos), ainda que posteriormente possam ser sujeitos a operações ligeiras de maquinação. Para este tipo de componentes optou-se pela escolha da liga 7075-T651, cujo tratamento térmico é aquele que lhe confere as melhores propriedades mecânicas. Nota breve no que se refere ao tipo de tratamento térmico T651. Este é um tratamento térmico de solubilização, com alívio de tensões através de elongação seguido de envelhecimento artificial. Equivalente ao tratamento térmico T6 e aplica-se a placas e barras cilíndricas. [50] 4.2 Aço diferentes tipos de ligas e suas características Neste trabalho aborda-se aplicações de componentes estruturais onde se aplicam três diferentes tipos de aço, pelo que se apresenta a sua caracterização de forma separada Aços-Carbono No primeiro caso apresentam-se os aços de alto carbono, estes componentes oferecem uma maior deformação elástica, alta resistência mecânica e um elevado limite de fadiga à semelhança das molas. Este tipo de aços contém um teor de carbono inferior a 1% e apenas quantidades residuais de outros elementos, e a sua designação é feita recorrendo a quatro algarismos: os dois primeiros 1 0 indicando que se trata de um aço-carbono, os dois últimos indicando a percentagem de aço carbono. Por exemplo, AISI-SAE 1095 indica que se está perante um aço-carbono com 0,95% de carbono. Quanto maior é o teor em carbono maior a dificuldade de enformação a frio, sendo necessário determinados tratamentos térmicos. Em termos de forjamento este tipo de aços exibem excelentes características no estado austenítico, com o aumento do teor em carbono a temperatura máxima de forjamento diminuí. Em altas temperaturas estes aços são macios e maleáveis e exibem pouca tendência para encruamento. [45,48] Página 41

60 Tabela Propriedades Mecânicas e Aplicações de Aços-Carbono [45,49,51] Designação AISI-SAE Composição Química % pond. Estado Tensão de Rotura MPa Tensão de Cedência MPa Extensão (%) Aplicações Típicas Energia Consumida MJ/Kg Preço /Kg Laminado Fio para molas, ,60 C; 0,65 Mn Recozido Revenido matrizes de forjamento, rodas de comboios 24,6 0,51 Laminado Cordas ,80 C; 0,80 Mn Recozido Revenido musicais, molas helicoidais, formões, matrizes de 25,6 0,51 forjamento Laminado Moldes, ,95 C; 0,40 Mn Recozido Revenido punções, lâminas de corte, arame de elevada resistência à 25,6 0,51 tração O método de seleção do tipo de aço a adequar para este tipo de componente ficou-se a dever quase em exclusivo às opções de que se disponha do software de simulação. O único aço deste tipo disponível era o 1080, e a única escolha que se poderia fazer era relativamente ao estado deste: estado laminado ou recozido. A opção recaiu sobre o 1080 no estado laminado uma vez que era este que possuía melhores propriedades mecânicas em termos de resistência. Note-se no entanto que o grau de extensão é de cerca de metade quando comparado com o mesmo tipo de aço no estado recozido Aços de Alta Resistência De seguida abordam-se os aços de alta resistência utilizados em componentes aeroespaciais obtidos através do processo de forjamento. A seleção de um material para um componente forjado requer muitas vezes o compromisso entre fatores que não vão necessariamente no mesmo sentido, como por exemplo resistência vs tenacidade, resistência à corrosão vs peso, custos de produção vs custos de manutenção. Envolve a consideração de processos de fundição e enformação, operações de maquinagem, procedimentos para tratamentos térmicos, do deteriorar das propriedades com o tempo de serviço, e ainda das propriedades mecânicas e químicas da liga a ser forjada [52]. Este tipo de aços utilizam-se por exemplo em componentes do trem de aterragem ou em acessórios para fixação de estruturas, é neste último conjunto que o componente em questão se insere. Página 42

61 O critério de separação entre este tipo de aço e os restantes prende-se com o valor atribuído à tensão de cedência, que nos primeiros é cerca de 1200 MPa, note-se ainda que as propriedades mecânicas variam com a temperatura do tratamento térmico, diminuindo com o aumento desta. Tabela Propriedades Mecânicas e Aplicações de Aços de Alta Resistência para forjamento [45,48,52] Designação AISI-SAE Hy-Tuf D6AC 4340 H11 Tensão Composição Tensão Energia de Extensão Preço Química % Estado de Rotura Aplicações Típicas Consumida Cedênci (%) /Kg pond. MPa MJ/Kg a MPa 0,40 C; 1,0 Cr; 0,90 Mn; 0,20 Mo 0,30 C; 0,95 Cr; 0,50 Mn; 0,20 Mo; 0,25 Si 0,25 C; 1,35 Mn; 1,50 Si; 1,80 Ni; 0,30 Cr; 0,4 Mo 0,46 C; 0,75 Mn; 0,25 Si; 0,60 Ni; 1,10 Cr; 1,0 Mo; 0,10 V 0,40 C; 1,83 Ni; 0,90 Mn; 0,80 Cr; 0,20 Mo 0,38 C; 1,0 Si, 0,40 Mn; 5,30 Cr; 1,20 Mo; 0,40 V Revenido 205 C Revenido 315 C Revenido 315 C Revenido 425 C Revenido 288 C Têmpera 316 C Engrenagens para motores de turbinas a gás, transmissões 25,8 0,51 Trens de aterragem de aviões, flaps de aviões, aplicações 28,2 0,65 estruturais, maquinação, forjamento Aplicações estruturais de alta 7 resistência, 28,15 0,6 Têmpera maquinação, 510 C forjamento Revenido Grandes seções, 315 C engrenagens, Revenido peças de camiões 425 C 27,35 0,51 Revenido Moldes para C trabalho a quente, 37,8 5,06 Revenido aplicações 540 C estruturas Para os componentes de aço de alta resistência presentes na estrutura a metodologia de escolha seguida foi também com base na disponibilidade da lista de materiais do software de simulação adotado. Deste modo utilizou-se o aço 4130 com um tratamento térmico de revenido a 425 C, ficando com uma tensão de cedência aproximada de 1190 MPa. Página 43

62 4.2.3 Aços Inoxidáveis Por último no que se refere aos metais ferrosos, resta definir o tipo de material utilizado por exemplo na conceção da estampa do assento, ou seja o tipo de aço inox utilizado. Ao contrário da grande maioria dos restantes materiais utilizados no assento, este componente não é elaborado a partir de ligas de alumínio, requerendo resistência mecânica, resistência à fadiga e requisitos de conformação que só são possíveis de alcançar com a aplicação de metais ferrosos. Os metais ferrosos mais utilizados em operações de estampagem são os aços carbono laminados a frio, com teores de carbono entre os 0,05 e os 0,20%. Estes tipos de aços são mais apropriados para estampagem quando comparados com os laminados a quente, em virtude de possuírem maiores coeficientes de encruamento. [53] Ao longo da vida útil da estrutura o respetivo componente irá estar revestido com adesivos, espumas e tecidos, e em termos de utilização um passageiro irá estar sentado nele durante a sua viagem de longas horas, a conjugação destes fatores poderá implicar o aparecimento de humidade e a consequente degradação estrutural. Por esta razão remete-se para a escolha de aços inoxidáveis a conceção deste componente estrutural. Os aços inoxidáveis mais utilizados em operações de estampagem são os ferríticos do tipo 430 e os austeníticos do tipo 302, 304 e 305. Os aços inoxidáveis austeníticos possuem um comportamento substancialmente diferente daquele que é apresentado pelos aços inoxidáveis ferríticos. Apresentam taxas de encruamento mais elevadas o que, embora seja vantajoso em termos de enformabilidade, vai implicar problemas de recuperação elástica e de tensões residuais nas peças estampadas. [53] Página 44

63 Tabela Propriedades Mecânicas e Aplicações de Aços Inoxidáveis [48, 54, 55] Designação AISI-SAE 430 Tensão Tensão Composição de de Extensão Química % Estado Rotura Cedência (%) pond. MPa MPa 17 Cr; 0,12 C Recozido Cr; 11 Ni Recozido Laminado a Cr; 11 Ni frio Cr; 11 Ni; Grau 0,08 C Tensão B ,5 Cr; 5 Endurecido 17-4EP Ni, 5 Cu, por ,45 Nb precipitação Aplicações Típicas Capotas de Automóvel, Uso geral sem requerer endurecimento Componentes de escapes, tubagens, parafusos Equipamentos de processamento químico e de alimentos, Ótima Estampagem Baixo-carbono para soldadura, reservatórios químicos, Ótima Estampagem Estrutural em ambientes corrosivos, Componentes de aviões e turbinas Energia Preço Consumida /Kg MJ/Kg 59,8 3, , ,1 4,125 66,8 3,62 Na tabela acima apresentam-se vários tipos de aços com diferentes tratamentos térmicos, no entanto a escolha não suscitou mais uma vez qualquer dúvida, já que esta assentou nas premissas que foram ditas acima e nas existências presentes na lista de materiais no software de simulação utilizado. A escolha recaiu no aço 302 laminado a frio. 4.3 Materiais Poliméricos Na estrutura do assento abordada neste trabalho constatou-se a existência de componentes de origem polimérica com diferentes formas e tamanhos, mas onde a funcionalidade era objetivamente idêntica. Ao longo do processo de desmontagem e reprodução CAD de todos os componentes da estrutura principal estes componentes apareciam sob a forma de anilhas ou espaçadores, batentes e elementos de absorção de vibrações. Como à partida não se sabe exatamente qual a especificação do tipo de polímero utilizado na conceção destes vários componentes irá apresentar-se de forma metodológica o procedimento utilizado para determinar qual o polímero que melhor se adequa para tomar lugar na simulação computacional. Página 45

64 Em primeiro lugar destacam-se algumas propriedades e especificações que o material deverá possuir no sentido de desempenhar plenamente a função no meio no qual se insere: Resistência Mecânica ao Impacto (estabilidade dimensional sob tensão, compressão) Tenacidade à Fratura Absorção de Vibrações e Choques Reduzido Coeficiente de Atrito Método de Processamento do componente Extrusão/Injeção A matéria-prima que irá ser escolhida deverá cumprir todos os requisitos supra citados e ainda em simultâneo apresentar o menor custo. Designação ABS / PVC - Flame Retarded Tabela Propriedades Mecânicas e Durabilidade [49,55] Resistência à Compressão Mpa Tensão de Cedência Mpa Extensão (%) Tenacidad e à Fratura Mpa.m^1/ 2 Módulo de Young Gpa Desgaste Resistência Acidez Alcalinidade Inflamabilidade Elevada Elevada 48,6-53, ,5-4,4 2,2-2,6 Média Boa Média Boa FEP (Teflon) 14, , Muito Muito 1,5-4,2 0,35 Muito Boa 21,4 330 Pobre Boa Muito Boa Acetal (POM - Impact 2,76 - Muito ,4-3,3 Boa Pobre Modified 2,9 Pobre Muito Boa Copolymer) HDPE (High Density, 18,6-24, Homopolymer Nylon 6/6 (Flame , ,9-3,7 Retarded) 1,5-1,8 1,08 Média Pobre Boa Muito Boa 2,83 - Muito Média Boa Boa 2,97 Pobre Tabela Quadro de Custos e Consumos [49] Emissão CO2 Designação Kg/Kg Consumo Energia MJ/Kg ABS / PVC - Flame Retarded 3,7-4, FEP (Teflon) 8,6-9, Acetal (POM - Impact Modified Copolymer) 4-4, HDPE (High Density, Homopolymer) 1,9-2, Nylon 6/6 (PA Type 66, Flame Retarded) 4-4, Página 46

65 Analisando as tabelas acima, pode-se constatar que, em termos de resistência ao desgaste e inflamabilidade, quer o ABS, quer o Nylon 6/6 não se destacam muito um do outro, note-se apenas que este último tem uma maior sensibilidade a ambientes ácidos. Já em todos os restantes polímeros estes são os dois principais fatores de eliminação. Relativamente às propriedades mecânicas verificase que o ABS apresenta maior extensão, a tensão de cedência de metade em magnitude e uma resistência à compressão de aproximadamente um terço daquela que o Nylon consegue suportar. Já em termos de custos e emissões observa-se que o ABS consegue estar abaixo cerca de 18% em termos de custo e cerca de 8% em termos de emissões CO 2, quando comparando com o Nylon 6/6. Sem saber os esforços que os componentes irão ser sujeitos, a primeira escolha irá recair para a adoção do ABS como material para os componentes poliméricos, optando-se pelo Nylon 6/6 caso os esforços não possam ser suportados pelo ABS. 4.4 Ligas de Bronze À semelhança do que foi dito logo no início deste capítulo a presença de componentes em bronze nesta estrutura tinha como principal objetivo evitar problemas de contacto/desgaste nos componentes do mesmo tipo de material. A par das suas excelentes propriedades de maleabilidade, acústicas e decorativas, o seu motivo de utilização nesta estrutura foi como elemento de redução da fricção. Não existiu nenhum critério de seleção para a escolha do tipo de bronze a utilizar uma vez que na lista de materiais disponível no software de simulação apenas existe um tipo de bronze, o bronze vermelho. Na América este tipo de bronze é conhecido como gunmetal e foi durante muitos anos utilizado para a fabricação de componentes de armas, até ser substituído pelo aço. A sua composição química é normalmente 85% de cobre, 5% de estanho, 5% de chumbo e 5% de zinco, mas neste caso é exclusivamente composto por 85% de cobre e 15% de zinco, com tensão de cedência de 434 MPa para ε=0.003, e tensão de rotura de 586 MPa para ε=0,03. Página 47

66 Página 48

67 5. Integração nas simulações computacionais Neste capítulo irá descrever-se o procedimento de preparação do modelo de elementos finitos que antecedeu a simulação, explicitando todos os parâmetros que se podem mostrar fundamentais para o correto desenrolar da análise. Neste subcapítulo procurou dar-se ênfase à vertente prática, com uma descrição quase exaustiva da maior parte dos parâmetros de controlo existentes nos menus do software. Pretende-se deste modo orientar o melhor possível um outro utilizador que queira desenvolver o seu trabalho nesta mesma plataforma de simulação. A incessante busca por novos produtos por parte das empresas, bem como a asfixia causada pela concorrência cada vez maior, conduz ao desenvolvimento de produto que tem como grande fator de limitação os custos associados ao nível de projeto, experimentação e fabricação. Acompanhando estas dificuldades do mercado os softwares de modelação CAD, de CAM e de Simulação buscam soluções que consigam integrar da melhor forma o produto ao longo do ciclo de desenvolvimento deste. Foi neste sentido que se deveu a escolha do software Simulation Multiphysics também do Grupo Autodesk, pois a partilha de dados era facilitada e a exportação para Simulação é direta, não acarretando problemas relacionados com a conversão das geometrias, features ou constrangimentos. A facilidade de obtenção destes softwares de utilização gratuita para fins educacionais, a existência de uma documentação de apoio razoavelmente boa e vários exemplos (tutoriais) disponíveis na internet foram também fatores preponderantes para a escolha. Os softwares mais recentes proporcionam ferramentas de simulação mecânica mais rápidas, precisas e flexíveis, que ajudam a prever o desempenho, otimizar projetos e validar o comportamento dos produtos antes do fabrico - minimizando a dependência de protótipos físicos dispendiosos. É no seguimento desta necessidade que evolui esta dissertação de mestrado, iniciando-se com a reprodução exata do modelo físico para um modelo tridimensional CAD, seguindo-se a preparação do respetivo modelo para a simulação. Simulação esta que tem como objetivo a substituição dos ensaios de certificação físicos, e a aquisição de uma maior sensibilidade aos pontos fracos da estrutura, a fim de ser possível o desenvolvimento de um novo conceito. 5.1 Cenário de Projeto para o Modelo Neste subcapítulo procura-se a integração do utilizador com o software de simulação, tentando esclarecer e justificar todos os procedimentos adotados a fim de obter resultados plausíveis para a simulação em causa. Como forma de guiar o raciocínio desta apresentação, na Figura 5-1 começa-se por revelar o Editor de FEA, onde se ajustam todos os parâmetros de Simulação do Modelo em causa. Note-se que é possível definir várias Simulações (Design Scenarios) utilizando a mesma geometria Página 49

68 CAD, mas variando os parâmetros de análise (por exemplo: qualidade de malha, cargas, constrangimentos). Figura 5-1 Editor de FEA do Simulation Multiphysics da Autodesk 5.2 Tipos de Análise e Parâmetros de Controlo Com o Simulation Multiphysics é possível abranger um vasto leque de cenários do mundo físico e desenvolver simulações para obter aproximações para determinados problemas em concreto. Na Tabela 5-1 estão esquematizadas todas as possíveis simulações que se conseguem desenvolver com este software. Tabela Tipos de Análise Disponíveis Uma vez que o objeto de estudo corresponde a uma estrutura sólida composta por vários componentes, e se pretende simular as deformações e as tensões perante um dado carregamento, irá restringir-se o leque de opções às Análises Estruturais do Tipo Linear e Não-Linear. As principais diferenças entre estes dois tipos de análise estão na Tabela 5-2: Tabela Análise Linear vs Não Linear Linear Pequenos deslocamentos e pequenas deformações A variação da direção do carregamento com a deformação é negligenciada No material foca-se apenas a zona linear elástica (pequenas deformações) As condições de fronteira não variam Os efeitos dinâmicos resultantes do carregamento são desprezáveis Não Linear Permite grandes deformações e rotações A direção do carregamento pode variar com a deformação Quer a zona elástica, quer a plástica podem ser não lineares (p.e. borracha) As condições de fronteira podem variar com o tempo, contacto entre superfícies, impacto Página 50

69 Mesmo associadas às categorias Linear e Não-Linear existe um conjunto bastante alargado de possibilidades de simulação, como pode ser visto na Figura 5-1 acima, e dentro desse vasto leque, descrevem-se apenas aquelas que se testaram e utilizaram. Relativamente ao Tipo Linear utilizaram-se as Simulações de Tensão Estática com Modelo de Material Linear e Modos de Frequência Natural. A primeira fundamental para a verificação inicial de integridade de cada um dos componentes em termos de continuidade geométrica, bem como para o estudo e afinação dos corretos parâmetros de simulação, por exemplo, os efeitos práticos da utilização dos diferentes gráficos de carregamento. As simulações de Modos de Frequência Natural utilizam-se para prever quais as frequências de vibração que causem o efeito de ressonância na estrutura e consequentemente a sua destruição. Neste trabalho mostrou-se também uma ferramenta bastante útil para a verificação da integridade estrutural ao nível de constrangimentos e partilha de graus de liberdade de cada componente nos subconjuntos da estrutura global, sendo assim verificada a correta construção tridimensional e consequente acoplagem dos componentes que estão interligados em termos estruturais. Em termos de Análises Não Lineares a dúvida surgiu aquando da escolha do tipo de Simulação a adotar para a realização dos Testes Estáticos de Certificação da Estrutura do Assento de Avião, nomeadamente devido facto desta poder ser dinâmica ou simplificada a uma análise estática: 1. Simulação de Evento Mecânico (MES) com Modelo de Material Não Linear Determina deslocamentos, velocidades, acelerações e tensões ao longo do tempo, originadas por cargas dinâmicas As forças podem ser constantes, variar com o tempo, ou variar em função de resultados anteriormente calculados Contempla efeitos inerciais, movimentação e contacto entre componentes 2. Tensão Estática (TE) com Modelo de Material Não Linear Calcula deslocamentos e tensões devido a cargas estáticas As forças podem ser constantes, variar entre intervalos-tempo, ou variar em função de resultados anteriormente calculados Os efeitos inerciais são ignorados Página 51

70 Tabela Comparação da Capacidade de Simulação Simulação de Evento Mecânico Carga Estática Grandes Deslocamentos X X Movimento de Corpo Rígido X - Efeitos Dinâmicos e Inerciais X - Materiais Não Lineares X X Contacto entre superfícies X X Cargas sobre nós (forças / momentos) X X Cargas sobre Elementos (pressão) X X Como principal vantagem da primeira, não é preciso assumir tantas hipóteses e aproximações para a execução fidedigna da simulação o que possivelmente conduz a menos erros, assim a solução consegue espelhar melhor a resposta física do sistema. Como desvantagem o esforço computacional requerido, cerca de cinco vezes mais tempo de processamento e três vezes mais espaço em memória/disco ocupado. Nos quadros abaixo resumem-se os resultados para os dois tipos de análise, Ensaio Estático e Evento de Simulação Mecânica, em termos de: evolução da tensão em função do tempo, estados de tensão máxima, os esforços computacionais utilizados e o estado de tensão no instante final da análise. Quadro 5-1- Quadro de Resultados do Ensaio Estático Página 52

71 Quadro Quadro de Resultados do Evento de Simulação Mecânica No entanto mantendo um compromisso entre os recursos supra citados e a precisão da resposta da simulação, a Simulação de Evento Mecânico proporciona os melhores resultados, daí a preferência. Existe um grande número de parâmetros que se podem redefinir neste Tipo de Análise, alguns foram deixados como estavam definidos por omissão, no entanto em outros casos a sua redefinição é um fator essencial para o correto aperfeiçoamento da análise em curso. Nos quadros abaixo indicam-se vários submenus onde é possível redefinir os parâmetros da análise, note-se que apenas se apresentam aqueles que foram alterados ou que se mostrem mais relevantes. a) Definição dos Tempos do Evento b) Definição das Curvas de Carregamento Página 53

72 c) Definição da Aceleração imposta sobre o sistema d) Definição das Variáveis de Saída Quadro 5-3 Parâmetros de Análise Básicos A duração do evento que se pretende simular, tem que conjugar o tempo total da aplicação do carregamento, com a recuperação elástica dos componentes da estrutura. Para comparar a deformação plástica que a estrutura sofreu em relação ao modelo inicial tem de se estender o tempo do evento muito para além do carregamento, de modo a que as oscilações da recuperação elástica cessem por completo. Estão disponíveis três opções para definir o número de intervalos de tempo: Capture Rate (steps/s), Time Size Step (s) e Number of Time Steps (steps), estes correspondem aos instantes de iteração da equação de equilíbrio que define o sistema, e sobre os quais se obtêm os resultados. A escolha de um intervalo de tempo com um tamanho certo é fundamental para o correto seguimento e convergência da simulação. É possível, à priori, utilizar numa mesma simulação dois intervalos de tempo distintos, isso acontece por exemplo aquando de uma simulação de impacto, à medida que o objeto se aproxima do ponto de impacto o intervalo de tempo pode ser mais grosseiro, mas no instante que antecede o impacto e durante o mesmo este deve ser mais refinado tornando possível a convergência da simulação. Este é um parâmetro crítico em análises não lineares e pode ser automaticamente ajustado à medida que a análise decorre, diminuindo quando exista dificuldade de convergência do sistema (demasiadas iterações por intervalo de tempo) ou aumentando, quando não se verifique dificuldades de convergência. Em termos da aplicação de esforços sobre o modelo, podem ser aplicados vários carregamentos sobre este, onde cada um deles pode ser associado a uma curva de carregamento específica. Existem dois métodos para definir a forma da curva de carregamento: o método direto ponto por ponto definindo, para cada instante de tempo o respetivo fator; ou mais especificamente através de Lookup Value se o valor da força variar em função de um resultado anterior da mesma simulação, como por exemplo no caso da força magnética de atração entre dois corpos. No caso de estudo em questão, efetuou-se uma bateria de testes de modo a compreender a influência da forma da curva Página 54

73 de carregamento em conjugação com a duração do evento para a geração de diferentes resultados. Observou-se que a transmissão do carregamento se propaga como uma onda de choque ao longo do corpo, deste modo se a curva de carregamento assume um valor diferente de zero no instante t, e se o carregamento estiver a ser aplicado num extremo de um tubo, então o efeito total do carregamento só é sentido na outra extremidade no instante t + t. Num dos submenus é possível definir o valor de uma aceleração genérica a aplicar ao sistema, incluindo a magnitude e a direção da mesma, e a curva de carregamento pela qual se rege. No último submenu do quadro 4.4 destacam-se as opções de controlo de geração de dados. Por omissão, após a simulação estar concluída apenas são apresentados os resultados de tensões/deformações para cada um dos intervalos de tempo inicialmente definidos. Caso haja dificuldade de convergência da simulação o tamanho do intervalo de tempo é reduzido automaticamente, não estando ativa a opção Output results for all time steps os resultados destes intervalos intermédios não estarão disponíveis para análise, pode não se ter uma análise de resultados tão detalhada, mas o tratamento de dados torna-se mais leve. No Quadro 5-4 constam os submenus referentes ao controlo Avançado dos Parâmetros de Análise, nos próximos parágrafos faz-se uma descrição dos parâmetros mais importantes em jogo. a) Parâmetros e Métodos de Equilíbrio b) Controlo do Intervalo de Tempo de iteração Página 55

74 c) Definição das Variáveis de Saída d) Outros Parâmetros de Controlo Quadro 5-4 Parâmetros de Análise Avançados Como métodos de solução iterativos não lineares disponíveis existem algumas variantes de um método fundamental que serve de base, o Método Completo de Newton-Raphson. De seguida irá fazer-se uma breve descrição de cada uma das variantes: Método Completo de Newton-Raphson: Neste método iterativo a matriz rigidez efetiva t + t i + 1 K e o vetor das forças internas efetivas t + t i + 1 F são reformulados em cada uma das iterações de equilíbrio para todos os intervalos de tempo ou carregamento. Este método é habitualmente o mais eficaz para problemas com fortes não-linearidades, e consegue convergir quadraticamente no que diz respeito ao número de iterações. No entanto, como a maior utilização de recursos computacionais reside na construção e factorização da matriz rigidez, este é o método com maiores custos em termos de tempo de processamento, especialmente em sistemas de grandes dimensões. Método Modificado de Newton-Raphson: Este método consiste num procedimento que atualiza a matriz rigidez efetiva t + t K apenas uma vez para cada intervalo de tempo, sendo a mesma para as várias iterações efetuadas nesse intervalo de tempo. Com menos reformulações, o esforço computacional é muito menor em comparação com o método anterior, mas podem ser necessárias mais iterações para se conseguir o mesmo nível de precisão e convergência. Para problemas com leves variações em termos de propriedades materiais ou nível de carregamento é método é normalmente eficaz. Contudo para problemas com fortes não linearidades, este método pode convergir muito lentamente ou mesmo divergir. Método Combinado de Newton-Raphson: É possível escolher qual dos métodos anteriores se adequa melhor ao problema em questão, definindo manualmente o número de reformulações da matriz rigidez efetiva. Página 56

75 Line Search: Todos os algoritmos anteriores podem conter adicionalmente este método, o qual proporciona a estabilização dos algoritmos. Pode ser particularmente útil para problemas que envolvam rápidas alterações ao nível da rigidez estrutural devido a rápidas variações de propriedades de materiais ou configurações geométricas. Nestas situações este método pode acelerar o processo iterativo, e algumas vezes torna possível a convergência que de outro modo não se conseguiria obter. A tolerância de convergência pode ser especificada, estando entre 0.4 e 0.6. Durante cada intervalo de tempo o pré-processador irá executar várias iterações até convergir numa solução admissível, para estas iterações pode ser definido um limite máximo, que caso não se consiga atingir a convergência o valor do intervalo de tempo é reduzido a metade e o processo de iteração recomeça. Em casos de análises altamente dinâmicas, podem ser necessários intervalos de tempo suficientemente pequenos de modo a capturar a onda de choque ao longo do elemento.existem dois critérios de convergência que avaliam o quão longe os resultados iterados podem estar da solução teoricamente correta, estes baseiam-se: 1) Deslocamento, e para problemas com e sem contacto entre corpos a) Deslocamento total: baseado na posição do início da análise tem pouca precisão em problemas com elevados deslocamentos/movimentações b) Deslocamento desde o último intervalo de tempo: método preciso para intervalos de tempo pequenos c) Deslocamento desde a primeira iteração: os resultados da primeira iteração do atual intervalo de tempo vão ser utilizados como referência de convergência. 2) Energia: corresponde ao produto entre a tolerância dos deslocamentos pela tolerância da força. Dependendo o tipo de formulação da solução iterativa escolhida assim a matriz de rigidez pode ser reformulada, controlando-se a frequência de tais reformulações da seguinte maneira: Nº de Reformulações por Intervalo de Tempo: só se utiliza com o método de Newton- Raphson Combinado, e indica a frequência de reformulações por intervalo de tempo. Quando o método é Newton Modificado ou Newton Completo, o pré-processador utiliza o valor 1 ou o valor igual ao número máximo de iterações permitidas, respetivamente. Reformulação da Matriz em cada intervalo de tempo: utiliza-se unicamente no método de Newton-Raphson Combinado, com o valor de 1 a matriz rigidez é reformulada a cada iteração, com o valor 2 esta é reformulada a cada outra iteração e assim sucessivamente. Número de intervalos de tempo entre iterações: corresponde ao número de intervalos de tempo nos quais o pré-processador terá de iterar para poder convergir na solução. O valor 1 indica que cada intervalo de tempo tem de iterar para convergir, o valor 2 indica Página 57

76 que apenas o segundo intervalo de tempo terá de iterar para convergir. Valores maiores conduzem a análises mais rápidas, mas podem levar a resultados erróneos, é necessário uma avaliação dos resultados. Em termos de controlo do intervalo de tempo, pode-se dizer que o pré-processador durante a análise irá reduzir o tamanho do intervalo de tempo caso a solução não esteja a convergir. Uma das maneiras desta redução se proceder de forma automática é associa-la à taxa de convergência, Decrease Trigger: rate of convergence: Allow initial decrease, utiliza-se para qualquer modelo de material não linear, mas sem contacto entre corpos Always accelerating, modelos de material linear e sem contacto entre corpos Avoided, qualquer tipo de modelos de material havendo contacto entre corpos. Por outro lado, não se justifica continuar com intervalos de tempo muito reduzidos se a solução está continuamente a convergir em poucas iterações. Nestes casos, o intervalo de tempo vai aumentando progressivamente garantindo na mesma a convergência da solução. Este aumento pode ser controlado de duas maneiras, monotonamente com a ocorrência de intervalos de tempo convergentes, ou através da fixação do número de intervalos onde a solução convergiu. Adicionalmente, em situações onde existe dificuldade da análise convergir, pode ser recomendada a utilização de tolerâncias de convergência mais grosseiras, de modo a permitir que o modelo consiga convergir e a convergência se atinja no intervalo de tempo. Existem dois fatores que auxiliam este processo de reformulação o Relation Factor e o AutoTM level, o primeiro é o multiplicador da tolerância utilizada, o segundo representa o passo (de quantas em quantas iterações) o valor da tolerância é reajustado. Retenha-se que por vezes aumentando a tolerância de convergência pode ter efeitos significativos na precisão, podendo convergir para resultados progressivamente errados. 5.3 Tipos de Elementos e Parâmetros de Controlo Existe uma variada disponibilidade de oferta de tipos de elementos finitos, e a possibilidade de escolha varia em função do tipo de análise ser Linear ou Não Linear. Figura 5-2 Tipos de Elementos disponíveis. Lineares, à esquerda; Não Lineares à direita Página 58

77 Como o modelo de Análise adotada é do Tipo Não Linear, os tipos de elementos que foram selecionados para construir a malha Tridimensional e a malha Bidimensional foram os elementos do Tipo Brick e Shell, respetivamente. Figura 5-3 Tipos de Elementos utilizados: Tipo Brick, à esquerda; Tipo Shell à direita Elementos Brick Os elementos do tipo Brick são quadráticos isoparamétricos ou subparamétricos com 4,5 ou 6 faces triangulares e/ou quadrangulares e 4,5,6 ou 8 nós nos vértices das arestas. Por exemplo, no caso de um elemento de forma hexaédrica com nós centrais os primeiros 8 nós correspondem aos nós dos vértices, a partir de 8 até 20 correspondem aos do centro das arestas e o nó 21 corresponde ao nó central. Cada nó do elemento tem apenas os três graus de liberdade translacionais em relação aos eixos globais, não apresentando graus de liberdade rotacionais. Este elemento pode ser utilizado para análises tridimensionais de sólidos ou cascas finas. Figura 5-4 Definições Gerais e Avançadas Brick Note-se que apenas se irá fazer referência aos parâmetros de controlo que seja necessário modificar em virtude de influenciarem a execução e resultado da análise. Em primeiro lugar define-se o Modelo de Material, neste caso para todos os componentes escolheu-se o Modelo de Plasticidade von Mises w/ Isotropic Hardening, este modelo de material utiliza-se para componentes que possam experimentar deformação plástica durante a sua deformação, uma curva bilinear vai ser definida para controlar a relação σ-ε. A diferença para a opção de Kinematic Hardening deve-se apenas ao pormenor de esta última ser preferida para casos de aplicação de carregamentos cíclicos, já o fator Página 59

78 diferenciador em relação ao modelo von Mises Curve é a região não linear da zona plástica do Gráfico σ-ε, que poderá originar resultados mais precisos, mas ser de processamento mais demorado. Figura 5-5 Gráficos σ-ε: von Mises, à esquerda; von Mises Curve, à direita A ativação da opção Midside Nodes origina a inclusão de nós adicionais no centro de cada aresta, tornando-se um elemento Brick de 20 nós. Este acréscimo de nós irá proporcionar o aumento na precisão no cálculo de gradientes, particularidade útil quando se tenta modelar o comportamento de flexão com poucos elementos ao longo do plano de flexão. No entanto, a inclusão de nós adicionais aumenta largamente o tempo de processamento, e nos casos em que a malha é suficientemente pequena, este esforço computacional não acarreta nenhum aumento significativo em termos de precisão. É também necessária a seleção da opção Large Displacement uma vez que no decorrer da simulação os componentes irão experienciar movimento relativo e grandes deslocamentos. Com esta opção é necessário também redefinir outros parâmetros de controlo avançado. Relativamente aos parâmetros de controlo avançado, primeiramente irá selecionar-se qual o tipo de Formulação que estará na base da execução computacional da análise: 1. Material NonLinear Only: Os efeitos do modelo de material não linear irá ser tido em conta, no entanto todos os cálculos irão ser executados com base na geometria não-deformada inicial. Assim, esta formulação é apenas adequada para componentes que não sofram grandes deslocamentos. 2. Total Lagrangian: À semelhança da anterior, esta formulação tem como referência a configuração inicial não-deformada para todas as variáveis estáticas e cinemáticas, adequando-se para componentes onde ocorram grandes deslocamentos, mas com pequenas deformações. 3. Updated Lagrangian: Irá assumir como referência a ultima configuração calculada do modelo para todas as variáveis estáticas e cinéticas, adequando-se para componentes que experimentem grandes deslocamentos e grandes deformações. Tendo em conta a dinâmica esperada da simulação a efetuar, esta última formulação é aquela que se irá utilizar. O seguinte parâmetro a ter em conta é Stress Update Method, e controla o algoritmo de integração numérica das equações constitutivas σ-ε aquando da entrada do material no regime plástico. Existem as seguintes opções: Página 60

79 1. Explicit: Uma boa escolha para problemas simples, uma vez que o processamento é mais rápido. Contudo, é sensível com o carregamento, tamanho do time step, e complexidade do gráfico σ-ε. 2. Generalized Mid-Point: Utiliza um método implícito para integrar as equações constitutivas. Reduz a acumulação de erro e assegura que o processo de atualização da tensão é incondicionalmente estável. Assim esta opção é a mais adequada no que concerne a análises complexas, que envolvam problemas de contacto, plasticidade, ou relações σ-ε complexas. Ou seja, o dispêndio computacional é subjugado pela precisão e estabilidade conseguida. Adotou-se o segundo método devido à exigência da simulação, no entanto em situações que criem duvidas e para evitar esforços computacionais desnecessários, deve-se ter em conta se a simulação segue a evolução esperada. Se os resultados estiverem a ser contra intuitivos ou exista descontinuidade ou instabilidade na solução deve-se trocar o método de atualização da tensão ou aumentar a taxa de atualização das variáveis (tamanho do time step). A taxa de atualização pode ser alterada de duas formas no Módulo dos Parâmetros de Análise, ou através da redução do tamanho do time step (aumentando o tempo de captura), ou alterando para a opção de Full Newton line search no Método de Solução Iterativo Não Linear. No campo relativo ao Parameter for Generalized Mid-Point, os parâmetros aceites estão na gama 0 a 1, quando é escolhido o valor 0 o algoritmo resultante assemelha-se à opção Explicit (não sendo incondicionalmente estável), quando o valor é 0.5 ou superior o método é incondicionalmente estável, sendo o valor 1 aquele que proporciona uma maior precisão. Relativamente ao parâmetro Integration Order, existem dois campos: 1º Integration Order: controla a ordem de integração nas direções globais X e Y. 2º Integration Order: controlo de integração na direção global Z. Para elementos tridimensionais com tamanhos comparáveis nas três direções principais os valores a colocar nos dois campos acima deverão ser iguais. No entanto, em casos onde o gradiente de tensão é significativamente maior/menor na direção Z (ou direções X/Y) deve-se utilizar uma ordem de integração diferente. De uma forma geral: 2ª Ordem para elementos de forma retangular, 3ª Ordem para elementos moderadamente distorcidos e de 4ª Ordem para elementos fortemente distorcidos. Convém realçar que o esforço computacional aumenta com a potência cúbica da ordem de integração, devendo-se assim optar pela menor ordem de integração em função da obtenção de resultados aceitáveis. Página 61

80 5.3.2 Elementos Shell Os elementos do tipo Shell podem tomar a forma de quadriláteros isoparamétricos de 4 ou 8 nós ou elementos triangulares de 3 a 6 nós, em qualquer orientação tridimensional. A título de exemplo os elementos de 4 nós requerem uma malha muito mais fina quando comparados com elementos de 8 nós, na convergência em termos de deslocamentos e tensões em modelos que envolvem flexão. Cada nó de um elemento tem 5 graus de liberdade, 3 translacionais e 2 rotacionais. Figura 5-6 Definições Gerais e Avançadas - Shell O procedimento a seguir no ajuste dos parâmetros de controlo relativos à definição do elemento segue de perto aquele utilizado para o elemento descrito no subcapítulo acima. Como os componentes onde incidem este tipo de elementos são componentes de chapa metálica e definem a estrutura de suporte (costas e base do assento) adota-se o mesmo Modelo de Material que aquele utilizados nos outros componentes, o Modelo Plástico: von Mises w/ Isotropic Hardening. De seguida é definida a espessura (Thickness) dos elementos, onde esta é considerada como estando no plano médio do elemento. Em termos dos parâmetros, Midside Nodes e Large Displacement do módulo de parâmetros de controlo gerais, e dos parâmetros Analysis Formulation e Integration Order do módulo de parâmetros de controlo avançados a explicação e justificação é a mesma que aquela que foi apresentada no subcapítulo acima para o elemento do tipo Brick. A primeira escolha a ser efetuada no módulo de parâmetros de controlo avançado diz respeito ao tipo de formulação do elemento Shell. Existem três Tipos de Elementos disponíveis: 1. General: Tipo de Shell mais utilizado. Elemento de utilização generalizada proporciona soluções robustas para situações de cascas finas ou espessas de fins estruturais. 2. Co-Rotacional: Comummente conhecida como Shell melhorada. Este elemento proporciona soluções robustas para materiais do género compósito ou térmico. 3. Thin: Não envolve cálculos em termos de energia de corte transversal. Esta opção pode proporcionar as melhores performances em casos de estruturas de cascas finas. A escolha recaiu sobre o elemento de formulação mais banal e amplamente utilizado, o Tipo General Shell. Página 62

81 5.4 Processo de Geração de Malha Neste subcapítulo explicita-se alguns aspetos importante em relação ao processo de geração de malha utilizado, como principio fundamental deve-se reter que uma boa malha superficial controla a qualidade da malha sólida tridimensional. De forma resumida descreve-se o processo automático de geração de malha: i. Caso seja necessário ajustar as definições de malha adequadas para os componentes ii. Executar malhagem automática dos componentes do conjunto iii. Após a malhagem, toda a malha superficial é verificada de modo a garantir que cada componente está corretamente malhado, ou seja, que a malha em cada uma das faces é correspondida pela face adjacente, criando um sólido impermeável iv. Após definição dos constrangimentos e carregamento, a malha tridimensional é então criada aquando do momento da execução da análise. Notas relativas ao contacto e correspondência de malha entre componentes: O processo começa nos componentes de menor para os de maior dimensão Para componentes em contacto direto rígido ou encaixadas a malha entre estes deve corresponder e ter o mesmo tamanho aproximadamente Os pequenos intervalos entre componentes não intencionais podem originar comportamentos inesperados, a grandeza deste intervalo que faz com que os componentes/elementos estejam fixamente interligados ou não depende da tolerância de correspondência de malha O tipo de contacto entre dois componentes que colidem ou deslizam relativamente entre si define-se em Setup > Surface-to-Surface Contact, sendo de extrema relevância Tipos de malha Existem três tipos de malhas que podem ser aplicadas ao modelo em estudo: 1. MidPlane: o modelo é tridimensional, mas será analisado usando elementos do tipo Plate ou Shell. 2. Shell: tal como a malha, o modelo consiste já em superfícies. 3. Solid: o modelo é analisado utilizando elementos do tipo brick. No primeiro caso, as superfícies externas e internas do modelo CAD colapsam até ao plano médio, sendo a malha criada nesse mesmo local. A espessura do sólido é ficticiamente representada por um valor numérico associado à espessura dos elementos. Para configurações geométricas mais complexas, uma malha mais precisa pode ser conseguida utilizando Use Junction Method, eliminando-se casos de descontinuidades nas zonas próximas de juntas. Página 63

82 O segundo tipo de malha é geralmente utilizado para componentes finos, ou seja componentes que de outro modo só teriam um ou dois elementos do tipo brick ao longo da sua espessura, proporcionando soluções mais precisas e rápidas uma vez que é necessário relativamente menos elementos, a chapa do assento e do suporte para as costas são bons exemplos. Em último lugar, mas de longe o tipo de malha mais amplamente utilizado nesta simulação, a Solid Mesh. O volume entre as superfícies externas e internas do modelo CAD é preenchido com elementos de malha deste tipo. A espessura dos elementos pode estar diretamente relacionada com as formas geométricas e/ou features que a malha terá corresponder, ou caso se pretenda uma malha mais uniforme e de dimensões semelhantes, pode-se controlar o tamanho dos elementos. Para este tipo de malha existem outros subtipos sendo a forma dos elementos o fator diferenciador: i. Brick and Tetrahedra: Maioritariamente constituída por elementos do tipo 8-node brick, ii. iii. iv. para efeitos de preenchimento dos restantes espaços podem também aparecer elementos do tipo 6-nodes wedge, 5-nodes pyramid ou 4-nodes tetrahedra a malha criada será aquela com melhor qualidade e com menos elementos no total. All Tetrahedra: Malha totalmente constituída por elementos do tipo 4-nodes tetrahedra, e necessitando de significativamente mais elementos para igual precisão, é preferida para análises de escoamentos de fluidos. All Bricks: Exclusivamente elementos do tipo 8-node brick, conduz a uma malha superficial demasiadamente refinada, cria mais elementos que a primeira. Tetrahedra and wedges (boundry layer): Irá ser criada uma malha para os elementos da camada de fronteira, onde todas as superfícies são constituídas por elementos 6-node wedge e o seu interior por elementos tetrahedra, para análises de escoamentos de fluidos. Note-se que a finalidade de existir uma camada superficial de menor espessura assenta na necessidade pormenorizar os efeitos ocorridos nas zonas muito próximas da superfície, tais como regimes transientes térmicos. v. Bricks and wedges (layered mesh of thin parts): vai criar uma camada de elementos do tipo brick ao longo de uma espessura pré-definida relativamente constante. No entanto ressaltam problemas de correspondência ou emparelhamento com componentes que estão em contacto, daí a preferência para uma malha do tipo midplane ou surface. A malha sólida tridimensional é criada após e em função da malha superficial, assim o controlo do tamanho de malha primordial desenvolve-se em torno da malha superficial. Existem duas formas de controlar e definir o tamanho dos elementos gerados, em termos de: 1. Percentagem Automática: Onde é pré-definida a percentagem do tamanho da malha calculada aproximadamente com base nas dimensões do componente, 1 3 Volume Tamanho Absoluto: Define-se um tamanho aproximado para as arestas dos elementos criados nas superfícies do componente. Página 64

83 O tamanho de malha deve ser menor que o menor diâmetro existente no modelo dividida por quatro, deve inclusive ser menor que o menor raio ou feature para casos em que se deseje uma malha superficial totalmente uniforme e que adote a forma real do componente. Caso não seja possível a criação da malha com o requisito dimensional inicial, um algoritmo irá reduzir o tamanho de malha e tentar malhar novamente, este procedimento repete-se até uma malha válida ser criada ou até atingir um número máximo de tentativas. A cada nova tentativa o tamanho é reduzido por um fator especificado em "Number of Retries". Pode-se também controlar mais restritamente a forma dos elementos, definindo-se como sendo elementos quadráticos, se for caso os midside nodes estarão sobre as arestas do sólido inicial. 5.5 Simulações de teste Convém ter em mente que os softwares de simulação que têm como método de cálculo formulações com elementos finitos são desenvolvidos para funcionarem da forma mais robusta possível, por vezes quando a resolução do problema possa ser praticamente impossível. Nunca se deve confiar completamente num resultado, a menos que se consiga de alguma forma confrontar/validar o resultado obtido. Assim, deve-se familiarizar com o software de forma a perceber como funciona e descobrir possíveis lacunas, sempre mantendo uma postura de espírito critico. Neste subcapítulo apresentam-se algumas simulações prévias aos subconjuntos da estrutura do assento de modo a validar a correta modelação e assemblagem de todos os elementos da mesma. Desenvolveram-se igualmente ensaios que ponham em causa o contacto e a colisão entre corpos, de modo a entender a melhor forma de ajustar e validar determinadas variáveis de simulação Testes de sensibilização de Contacto entre Superfícies Neste exemplo simples irá verificar-se se ocorre ou não penetração entre diferentes componentes de um mesmo conjunto. Na realidade, sempre que um componente entra em contacto com outro a distância de penetração deve servir de referência para a determinação da força que o componente em causa irá exercer sobre aquele que sofre o contacto. Entre os dois componentes desenvolvem-se forças de ação-reação até o equilíbrio do conjunto ser atingido com a deformação conjunta das duas partes. Assim, adotou-se um modelo com duas vigas encastradas veja-se na Figura 5-7, uma permanecendo livre sem constrangimentos ou forças aplicadas e uma outra onde se aplica uma força na extremidade. Ambas as vigas se encontram acopladas numa placa comum, esta última apresenta uma das superfícies completamente constrangida, funcionando como âncora. Como forma prever qual seria a força limite a aplicar à viga, tomou-se em consideração a distância de separação entre as vigas, as propriedades materiais e geométricas e através de uma flexa desejada determinou-se a força a aplicar para provocar a penetração entre vigas. Página 65

84 y = Pl3 3EI I = bh3 12 (1) Para: y = 100 mm, l = 1000 mm, b = 50 mm, h = 5 mm, E = 68,9 GPa (Al 6061 O) (2) P = 10,76 N (Assim irá haver penetração entre as vigas) (3) Para desenvolver uma análise onde exista a possibilidade de vários componentes entrarem em contacto ente si, e deste modo transmitirem esforços na tentativa de penetração, deve-se proceder por exemplo a uma Simulação Estática ou MES com Materiais Não Lineares. Definem-se quais as superfícies que entrarão em contacto e qual o tipo de comportamento quando o contacto for atingido: Surface-to-surface Contact. Basta apenas selecionar os componentes e superfícies que irão contactar-se, por exemplo: Surface <2/4 with 3/4>, respetivamente e definir o tipo de contacto como Surface Contact. Para a simulação decorrer de forma esperada apenas se selecionou as duas superfícies que entram em contacto em primeiro lugar, isto é, a superfície de base da viga de cima e a superfície de topo da viga de baixo. Na imagem da esquerda da Figura 5-7 abaixo consta a simulação onde não se definiu corretamente o contacto entre superfícies, de notar que nenhuma mensagem de erro foi emitida pelo pré-processador. Na imagem da direita apresentase uma simulação onde todos parâmetros foram corretamente definidos. Figura Simulações de teste para estudo de interpenetração entre componentes Validação da modelação e assemblagem dos subconjuntos de componentes Como primeiro exemplo apresenta-se uma simulação estática ao subconjunto do aro e superfície das costas da estrutura, foi aplicado uma força segundo um dos eixos de referência e manteve-se o conjunto constrangido nos extremos do aro que fazem a ligação com a restante estrutura do assento. (Figura 5-8) Figura Comportamento do subconjunto mediante a aplicação de esforços Página 66

85 Claramente se observa o desacoplamento e interpenetração entre o aro e a estrutura de suporte das costas. O motivo de tal acontecer deve-se à folga existente entre o aro e a parede do suporte das costas. Deste modo, aquando da geração de malha, como não existiam nós partilhados entre os dois componentes, o conjunto não se comportava como um só, resultando numa deficiente transmissão de esforços. Procedeu-se à remodelação de ambos os componentes, a estrutura de suporte das costas foi remodelada como uma única superfície e o aro foi modelado para ficar sempre em contato lateral com a superfície, como se pode ver na Figura 5-9. Sabendo que para um modelo de chapa fina é recomendado existir no mínimo dois a três elementos ao longo da espessura, a modificação do suporte das costas de um modelo sólido para um modelo de superfície conduziu a uma grande redução do número de elementos criados. Figura Folga entre componentes; à esquerda modelo sólido, à direita modelo de superfície Após a realização com sucesso de testes individuais a todos os subconjuntos, agruparam-se estes num conjunto que contém todos os componentes representativos do modelo físico da cadeira disponibilizada pela TAP. Comparou-se o tamanho da malha superficial para um mesmo componente, quando este se encontrava no conjunto global e num subconjunto e verificou-se que por vezes surgiam problemas no conjunto global que não tinham aparecido em testes anteriores. Seja um componente de grandes dimensões em contacto com diversos componentes de dimensões mais reduzidas, onde a superfície de contacto assuma formas complexas, como forma de corresponder a malha entre os componentes que se contactam o software começa por malhar os componentes de menores dimensões, a malha das superfícies partilhadas é comum e geometricamente definida pelo componente de menor dimensão. Assim, o desenvolvimento da malha do componente de maiores dimensões está dependente de todos os restantes componentes a que se encontra conectado, dependendo da complexidade estrutural onde este está inserido. Após a criação da malha superficial surgiu o aparecimento de três problemas, dois deles relacionados com elementos da malha superficial que se interpenetravam e o aparecimento de elementos separados do componente não definindo assim uma malha superficial coesa que fosse à prova de água. Adicionalmente verificou-se a interpenetração da chapa do assento no tubo de suporte que resultou da definição incompleta de restrições de contacto superficial entre componentes. Página 67

86 Na zona onde se encontrava o problema de matching entre dois componentes, o comprimento dos elementos da malha em torno de um furo era demasiado grande tendo em conta o diâmetro do furo. Solucionou-se o problema, refinando o tamanho da malha do componente para valores inferiores ou iguais a 25% do tamanho automático da malha, ficando esta com uma dimensão média de 2.3 mm. (Figura5-10) Figura À esquerda a malha interpenetrada, à direita o componente remalhado Identificou-se também um outro problema de estanquicidade da malha superficial provocado por erros de modelação geométrica. Na Figura 5-11 a imagem da esquerda identifica pelo ponto a vermelho a localização de um dos nós do elemento degenerativo, e na imagem da direita fica visualmente claro que a origem do erro se deveu a um erro de modelação do perfil a extrudir. Bastou assim reeditar-se o sketch da extrusão para corrigir o problema em questão. Figura Localização e detalhe de erro de Modelação O último problema que se apresenta está diretamente relacionado com a matéria abordada no subcapítulo acima, dizendo respeito à correta definição de quais as superfícies que estão em risco de entrar em contato, e como é que está definido esse tipo de contato. Na Figura 5-12 está patente uma impossibilidade estrutural, onde a superfície modelada como chapa do assento passa através do tubo que serve de suporte de toda a estrutura. Página 68

87 Figura Representação de interpenetração entre componentes Para corrigir este problema tem, obrigatoriamente, que se selecionar todas as superfícies do componente tubular no qual a chapa do assento está em risco de colidir. Como quanto mais superfícies estão definidas como Surface-to-Surface Contact maior será o esforço computacional, inicialmente apenas se selecionaram as superfícies onde o contacto se dá em primeiro lugar, mas verificou-se que para este caso não é suficiente para evitar a penetração de componentes. Existe a possibilidade de diferenciar a forma como se vai dar o contacto, ou seja, em caso de colisão simples sem atrito entre superfícies define-se o contacto como Frictionless Contact, no caso de deslizamento entre superfícies sem atrito define-se como Frictionless Slide. Após a resolução de todos estes problemas o modelo ficou apto para a realização das simulações requeridas. Página 69

88 Página 70

89 6. Casos de estudo Neste capítulo apresentam-se os modelos de estudo que se utilizaram para o desenvolvimento das simulações; irá fazer-se referência aos diferentes materiais utilizados em toda a estrutura, parâmetros específicos de análise e de geração de malha, condições de fronteira impostas, e por último, mas não menos importante, algumas aproximações que se fizeram em relação ao modelo físico. Desenvolveram-se dois modelos da estrutura do assento, um para proceder à simulação da certificação estática e um outro para proceder à simulação da certificação dinâmica. No caso do primeiro optou-se por construir uma estrutura do assento de dois lugares, mantendo-se fiel ao modelo original, onde o carregamento era aplicado sobre a estrutura através de uma distribuição pontual de forças. Para o segundo caso optou-se por simplificar o modelo uma vez que o esforço computacional envolvido é deveras muito superior quando comparado com o ensaio anterior, adotando uma estrutura de um lugar apenas. Neste segundo ensaio utilizou-se um modelo simplificado de um dummy para a aplicação de esforços na estrutura do assento. O modelo estava numa posição sentada e os seus movimentos foram constrangidos pela utilização de um cinto de segurança fixo aos apoios da estrutura. 6.1 Modelo da Estrutura para o Ensaio Estático No que diz respeito aos materiais utilizados na estrutura, ressalva-se que apesar de serem modelos diferentes, em ambos se utilizaram os mesmos materiais para os mesmos componentes. Página 71

90 Figura Representação do Modelo da Estrutura do Assento Duplo Na Figura 6-1 ressaltam à vista as diferentes cores atribuídas a cada um dos componentes da estrutura, desta forma e reutilizando a Tabela 3-1 apresenta-se na Tabela 6-1 a especificação do tipo de material utilizado em cada um dos componentes. Tabela Tabela de correspondência da especificação de material através de cores Bronze Bronze Vermelho Poliméricos ABS Aço-Inox AISI 302, laminado frio Aço Alta Resistência AISI 4130 Aço Mola AISI 1080, laminado Maquinados Alumínio Al 2024-T351 Extrudidos Alumínio Al 7075-T651 Estampados Alumínio Al 6061-T651 Simulador Amortecedor Al 7075-T651 Tabela Propriedades dos materiais utilizados na Simulação Material E elasticidade (GPa) E plasticidade (GPa) σ cedência (MPa) Bronze Vermelho 117 5,77 434,4 ABS 2,5 0,006 58,6 AISI , AISI , AISI , Al 2024-T , Al 7075-T651 71,7 0, Al 6061-T651 68,9 0, Página 72

91 Na generalidade do modelo de elementos finitos a operação de malhagem foi feita de forma automática em função do tamanho do componente e daqueles que com este contacta, não se procurou assim controlar de uma forma global o tamanho dos elementos de malha nos componentes. No entanto devido ou a um seguimento grosseiro da malha em relação aos contornos superficiais dos componentes ou devido a problemas de estanquicidade de malha houve a necessidade em certos casos de se refinar o tamanho da malha. A estrutura completa é constituída por um total de 139 componentes, destes 135 componentes são sólidos e os restantes 4 são superfícies, usando-se respetivamente uma malha sólida constituída por elementos do tipo Brick e uma malha superficial constituída por elementos do tipo Shell. Fizeram-se um total de dois ensaios: 1. Ensaio de Certificação Estático descendente segundo a CS de 6 G's com Curvas de Carregamento relativas à Simulação Ensaio de Certificação Estático descendente segundo a CS de 6 G's com Curvas de Carregamento relativas à Simulação 2. Um Ensaio de Certificação Estático segundo a CS de 6 G's na vertical no sentido descendente utiliza como referência um ocupante de 77 kg's: 182 N 25 vetores = 4550 N por assento <=> 77 Kg s 9.81 m s 2 6 G s = 4532N Com isto pretendeu-se verificar as diferenças em termos de resultados quando se aplica o carregamento sob a forma pulso ou de uma forma mais prolongada. Nas Tabelas seguintes resumem-se os parâmetros utilizados: Tabela Resumo dos parâmetros de definição dos elementos no Ensaio Estático Shell Brick Nº Componentes Nº Elementos Criados Modelo Material Von Mises w/ Isotropic Hardening Von Mises w/ Isotropic Hardening Espessura Elementos 0,5 - Midside Nodes Não Incluídos Não Incluídos Tipo de Análise Grandes Deslocamentos Grandes Deslocamentos Formulação Elemento Geral - Formulação da Análise Updated Lagrangian Updated Lagrangian Stress Updated Method - Explicito Página 73

92 Tabela Resumo dos parâmetros das análises no Ensaio Estático Simulação 1 Simulação 2 Duração Análise (s) Intervalo de Tempo Inicial (s) Nº Time Steps Aceleração Gravidade (m/s 2 ) 9.81 (-1 ey ) 9.81 (-1 ey ) Nº max Iterações Critério de Convergência Deslocamento Deslocamento Tolerância de Deslocamento (constante) (constante) Usar Time-Step constante Não Não Reduzir Time-Step (Trigger) Sim Sim Fator variação Time Step 2 2 Simulação 1 Simulação 2 Figura Curvas de Carregamento Figura à esq: Carregamento e Constrangimentos; à dir: Zonas de Contacto entre Superfícies (Ensaio Estático) Na Figura 6-3, no lado direito realçam-se as superfícies (a rosa) que se definiram como superfícies de possível contacto entre componentes evitando assim a interpenetração entre malhas, já que com este carregamento a chapa do assento terá tendência para se deformar entrando em contacto com o tubo de suporte e obrigando-o também a deformar. No esquerdo (a verde) apresenta-se o constrangimento total aplicado em quatro pontos da base da estrutura que simulando a fixação Página 74

93 desta ao piso do avião, e o padrão da distribuição nodal dos vetores de carregamento (a azul). Na Figura 6-4 demonstra-se a título de exemplo um ensaio estático no sentido ascendente: Figura Ensaio Estático para Certificação de Assento [57] Componente A Figura Pormenor dos componentes que ligam o assento e as costas à estrutura Simplificações efetuadas em consideração a um modelo real: O modelo é constituído apenas pela estrutura metálica, não considerando as espumas. Os componentes da Figura 6-5 estão rigidamente ligados, não apresentando deslizamento relativo entre eles. Adicionalmente a este pormenor destaque-se que o elemento que transmite os esforços entre a chapa de assento e a estrutura tubular encontra-se como soldado à parte superior do componente A. Devido a ambas as aproximações que procuraram simplificar a análise, a distribuição de tensão será uma aproximação à realidade. Aplicação dos esforços apenas na chapa de assento, as costas permanecem livres. Carregamento aplicado pontualmente em determinados nós da chapa do assento. Componente rígido no lugar do amortecedor do subconjunto das costas. Os componentes que têm superfícies em comum (montados face com face) comportam-se como se estivem soldados, sobrelevando a resistência mecânica de toda a estrutura. 6.2 Modelo da Estrutura para o Ensaio Dinâmico Este ensaio pretende ser uma aproximação ao crash test apresentado na Figura 6-8 segundo Ensaio de Certificação Dinâmico CS , no qual o conjunto estrutura mais dummys num movimento rectilineo sofre uma desaceleração abrupta. Como consequência dessa paragem, a inércia sentida pelos dummys é responsável pelos esforços transmitidos a toda a estrutura. Página 75

94 Para este ensaio optou-se por simplificar a estrutura de modo a reduzir o esforço computacional envolvido, assim a estrutura do assento possui apenas um lugar. Neste lugar colocou-se um modelo simplificado de um dummy com 77 kg's para simular os esforços exercidos por um passageiro aquando uma aterragem de emergência. Ao conjunto estrutura mais dummy aplicou-se uma velocidade inicial de 14 m s e colocou-se próximo do bloco de impacto de modo a evitar iterações em vão. Para manter o dummy preso ao assentou utilizou-se uma correia que simula um cinto de segurança, correia esta que foi fixa a 45 à estrutura nos apoios para o cinto através de dois parafusos. O material do dummy tem a densidade da água e as propriedades do aço AISI 1080 para ter uma massa proporcionada a um humano e uma tensão de cedência superior ao material da chapa do assento. No cinto de segurança utilizou-se uma fibra de Kevlar 49 de modo a ser leve e resistente. (Figura 6-6) V inicial Figura Representação do Modelo da Estrutura do Assento com Dummy Tabela Resumo dos parâmetros de definição dos elementos no Ensaio Dinâmico Shell Brick Nº Componentes 2 83 Nº Elementos Criados Modelo Material Von Mises w/ Isotropic Hardening Von Mises w/ Isotropic Hardening Espessura Elementos 0,5 - Midside Nodes Não Incluídos Não Incluídos Tipo de Análise Grandes Deslocamentos Grandes Deslocamentos Formulação Elemento Geral - Formulação da Análise Updated Lagrangian Updated Lagrangian Stress Updated Method - Generalized Mid-Point Página 76

95 Tabela Resumo dos parâmetros de análise no Ensaio Dinâmico Simulação 1 Duração Análise (s) 0.02 Intervalo de Tempo Inicial (s) Nº Time Steps 200 Nº max Iterações 15 Critério de Convergência Tolerância de Deslocamento Relação da tolerância de convergência Deslocamento (variável) Auto TM Level 2 Sim Fator Relaxação 15 Usar Time-Step constante Reduzir Time-Step (Trigger) Não Evitado Figura à esq: Velocidades e Constrangimentos; à dir: Zonas de Contacto entre Superfícies (Ensaio Dinâmico) Na Figura 6-9, no lado direito (a rosa) realçam-se as superfícies que se definiram como superfícies de possível contacto entre componentes (Surface-to-Surface Contact) evitando assim a interpenetração entre malhas. Todas as superfícies de contacto entre o dummy e a estrutura da cadeira foram personalizadas (Frictionless Contact), tal como os elementos de deslizamento entre as pernas e o tronco do dummy (Frictionless Slide), bem como todas as superfícies do suporte da cadeira que vão entrar em colisão com o bloco estático. No esquerdo (a verde) apresentam-se os constrangimentos aplicados à estrutura da cadeira permitindo apenas o movimento rectilineo no sentido do bloco de embate e (a laranja) os vetores representativos da velocidade inicial imposta ao conjunto. Página 77

96 Figura Ensaio Dinâmico para Certificação de Assento [57] Simplificações e considerações efetuadas em relação ao modelo real: O modelo é constituído apenas pela estrutura metálica, não considerando as espumas. O dummy não tem braços nem pernas para reduzir esforço computacional. Os apoios da cadeira assentam completamente direitos sobre a placa de embate, contrariamente ao exigido nos requisitos para certificação Tabela 2-4. Aproximação ao ensaio real permitindo apenas deslocamentos no sentido frontal. Imposição da desaceleração através da aplicação de velocidade inicial ao conjunto, e posterior embate num bloco totalmente constrangido. Quer o Dummy quer a estrutura são animados com a mesma velocidade inicial. Os esforços são aplicados à estrutura através do cinto de segurança. Simulou-se os parafusos do cinto de modo automático e com elementos viga. Na simulação não são contabilizados efeitos da aceleração da gravidade. Componente rígido no lugar do amortecedor do subconjunto das costas. Os componentes que têm superfícies em comum (montados face com face) comportam-se como se estivem soldados, sobrelevando a resistência mecânica de toda a estrutura. Página 78

97 7. Apresentação e discussão dos resultados Após apresentada toda a parte burocrática deste trabalho, que começou pela abordagem inicial da legislação envolvida na regulamentação de produtos do sector da aeronáutica, state-of-the-art em termos de sistemas de assentos, materiais envolvidos na construção da estrutura e definição dos modelos de simulação, mantém-se a expectativa até este capítulo no que toca ao vislumbre de resultados que possam ser utilizados na prática para o desenvolvimento de um novo conceito de assento. Relativamente ao Ensaio de Certificação Estático descendente segundo a CS fica a dúvida quanto à forma de imposição do carregamento sobre a estrutura, mais precisamente a duração e a rapidez de aplicação desse carregamento. Neste sentido optou-se por realizar este ensaio de duas formas distintas, no primeiro caso aplicou-se o carregamento sob a forma de pulso e no segundo caso ampliou-se para dez vezes o tempo de aplicação desse mesmo carregamento. Adicionalmente, em ambas as simulações abaixo apresentadas recolhe-se o valor da tensão para um mesmo nó em dois instantes de tempo diferentes, mas ambos durante o instante de aplicação do carregamento máximo (ver Figuras 7-1 e 7-4), onde o objetivo era verificar se o estado de tensão no modelo variava com o aumento do intervalo de tempo da Curva de Carregamento em força máxima. Como objetivos, verificar se existem diferenças muito significativas entre as duas simulações, e analisar o comportamento da estrutura em termos de deformação plástica após cessar o carregamento. 7.1 Resultados dos Ensaios Estáticos De seguida apresentam-se os resultados para cada um dos ensaios que se desenvolveram: 1. Ensaio de Certificação Estático descendente segundo a CS de 6 G's com Curvas de Carregamento relativas à Simulação Ensaio de Certificação Estático descendente segundo a CS de 6 G's com Curvas de Carregamento relativas à Simulação Ensaio 1 Na Figura 7.1 apresentam-se os dados gerais de simulação relativos ao ensaio 1, de notar o tempo de processamento e o espaço ocupado em memória, estes dois valores estão diretamente relacionados com a complexidade e dificuldade computacional no desenvolvimento da simulação. Neste primeiro caso simulou-se a aplicação do carregamento sob a forma de pulso, onde o carregamento máximo foi aplicado sobre a estrutura durante um intervalo de tempo de força máxima de segundos. O intervalo de tempo total da análise resultou de um compromisso entre minimizar o esforço computacional e conseguir adquirir valores convergentes que permitissem quantificar o estado de tensão residual após o fim da aplicação do carregamento. Página 79

98 t1= t2=0.015 Duração análise: 0.06 s Tempo em Força máx: s Tensão nó 102 t 1: MPa Tensão nó 102 t 2: MPa Tempo Processamento: 7h 25m Espaço Ocupado Memória: 11.3 GB Figura Gráfico da Curva de Carregamento aplicada no Ensaio 1 e Dados Gerais do Ensaio 1 nó nó Figura Estado de Tensão na Estrutura no instante de tempo Na Figura 7-2 estão representados os estados de tensão de toda a estrutura, aquando do momento de força máxima no instante de tempo segundos, as diferenças entre as duas figuras residem no facto de que na figura da esquerda as chapas do assento não estão representadas, e o intervalo de representação gráfica da tensão está entre MPa. O material estrutural com a menor tensão de cedência presente em toda a estrutura corresponde ao Alumínio 6061-T651 com 262 Mpa, assim observando a imagem da direita da Figura 7-2 pode-se verificar que a deformação plástica é praticamente inexistente, salvo alguns pontos singulares onde esta se sobreleva irrealmente. Página 80

99 Figura Evolução da Tensão no nó e nó ao longo do Ensaio 1 Analisando os gráficos da Figura 7-3, verifica-se o correto acompanhamento do estado de tensão ao longo da simulação nos dois nós da Figura 7-2, em relação à curva de carregamento aplicada. De modo a perceber a maneira como os esforços se transmitem ao longo da perna da estrutura, entendida neste caso como componente crítico em termos de sustentação do passageiro, procurouse fazer o varrimento da evolução do estado de tensão em vários nós, transversalmente e longitudinalmente relativamente à direção de aplicação do carregamento. nó nó nó nó nó nó Figura Sensibilidade da progressão da tensão transversalmente ao longo da perna da estrutura Na Figura 7-4, facilmente se percebe que a zona no interior da curvatura do componente (nó ) é aquela que sente em primeiro lugar os esforços aplicados sobre o assento da estrutura. De notar, que é no centro do componente (nós e ) que mais tarde se sentem os esforços e com menor intensidade, daí a aplicação dos reforços nos extremos do componente fazer todo o sentido prático, e em caso necessário pode dar-se preferência ao reforço junto do nó Página 81

100 nó nó nó nó nó Figura Sensibilidade da progressão da tensão na estrutura Analisando o gráfico da evolução da tensão para o conjunto de pontos assinalados ao longo da estrutura do assento (Figura 7-5) e tendo em conta também o que se constou no parágrafo anterior em relação ao estado de tensão transversal ao componente, pode-se supor que o caminho crítico de transmissão de esforços ao longo da estrutura do assento para este ensaio estático é aquele que está representado pela linha a tracejada na representação do lado esquerdo da Figura Ensaio 2 À semelhança do ensaio anterior, na Figura 7.6 apresentam-se os dados gerais de simulação relativos ao ensaio 2, de notar o tempo de processamento e o espaço ocupado em memória, reparando agora na diferença de valores em relação ao primeiro caso fica notória a facilidade de convergência que se sentiu neste ensaio. Duração análise: 0.3 s Tempo em Força máx: 0.04 s Tensão nó 102 t 1: MPa Tensão nó 102 t 2: MPa t1=0.11 t2=0.13 Tempo Processamento: 4h Espaço Ocupado Memória: 4.9 GB Figura Gráfico da Curva de Carregamento aplicada no Ensaio 2 e Dados Gerais do Ensaio 2 Página 82

101 nó nó Figura Estado de Tensão na Estrutura no instante de tempo 0.11 Figura Evolução da Tensão no nó e no nó ao longo do Ensaio 2 Repetem-se as notas do subcapítulo anterior, no que toca aos reparos que se efetuaram em relação à descrição de resultados para as duas figuras análogas às apresentadas acima (Figura 7-7 e Figura 7-8). Verifica-se o correto acompanhamento do estado de tensão ao longo da simulação nos dois nós da Figura 7-7, em relação à curva de carregamento aplicada seguindo-a de forma perfeitamente uniforme e constante. Mais uma vez, por estes resultados se comprova a facilidade de convergência da simulação em comparação com o caso apresentado no subcapítulo Assim observando a imagem da direita da Figura 7-2 e a da Figura 7-8 pode-se verificar que a distribuição de tensão em toda a estrutura permanece é exatamente a mesma, sendo a deformação plástica praticamente inexistente, salvo alguns pontos singulares onde esta se sobreleva irrealmente Discussão de Resultados Em ambos os ensaios verificou-se, de um modo global, que para um mesmo nó a evolução da tensão segue de forma bastante aproximada o respetivo gráfico da curva do carregamento imposto. Após realizadas estas duas primeiras simulações, e após a análise dos respetivos resultados concluise que ambas as simulações convergiram para o mesmo resultado final, ficando assim clara a Página 83

102 questão em relação à dúvida inicial da curva de carregamento, onde se questionava qual delas era a mais correta para ser aplicada à estrutura. No entanto, perante o esforço computacional necessário no primeiro caso, deve-se dar preferência à curva de carregamento utilizada no segundo ensaio. Ainda relativamente ao primeiro ensaio, destaca-se o carácter oscilatório da resposta do sistema perante a imposição quase pulsante do carregamento, podendo (em casos onde o algoritmo de calculo não é suficientemente robusto) levar à divergência do processo iterativo e ao consequente aborto do processamento da análise. De notar que a parte do subconjunto da estrutura referente ao apoio para as costas, assume um papel meramente expectante perante as condições de carregamento que foram impostas. Esta foi mais uma das aproximações que se fez em comparação com um ensaio de certificação estático real, em que quer a zona do assento quer a zona das costas são submetidas a um dado carregamento. 7.2 Resultados do Ensaio Dinâmico Do ponto de vista estrutural este ensaio é deveras bastante mais exigente que aqueles apresentados anteriormente, uma vez que todo o conjunto está animado com uma velocidade inicial de 14 m/s a uma distância de 0.05 m do ponto de impacto, ou seja, a estrutura vai colidir bruscamente ao fim de segundos, chegando ao ponto de maior tensão (até à paragem brusca da simulação) em apenas segundos. Para este ensaio não foi possível recolher toda a informação desejada uma vez que durante o processamento a análise acabou de forma inesperada. O motivo de tal ter sucedido fica-se a dever à elevada deformação pontual sentida em dois elementos localizados na chapa do assento e que colidem com uma aresta de um dos suportes do assento. Para além de conduzir à distorção dos elementos em causa e provocar a paragem da análise, pode-se dizer que esta é também uma zona de elevada concentração de tensões. Apesar de não fazer sentido retirar informação de pontos de concentração de tensões ou de fronteiras entre componentes, o exemplo abaixo serve apenas a título demonstrativo para dar uma ideia de quais os pontos da chapa que vão deformar em primeiro lugar. Note-se que a tensão de rotura da chapa do assento é de 860 MPa e nestes pontos a tensão rondava os 3700 MPa. Ver Figura7-7. Página 84

103 Figura Pontos de Concentração de Tensões (3700 MPa, s) Como toda a estrutura é maioritariamente constituída à base de componentes de diversas ligas de alumínio, vai-se limitar o espetro da distribuição de tensões até à tensão de cedência da liga que apresenta o maior ponto de cedência, a liga Al 7075 com uma tensão de cedência de 500 MPa. componentes críticos Figura Estado de Tensão na Estrutura no último instante de tempo Na Figura 7-10 pode-se observar o estado de tensão de toda a estrutura para o último instante de tempo em que foi possível adquirir resultados. Olhando apenas para os componentes estruturais à base de alumínio, pode-se observar que existem dois componentes (assinalados com duas setas) de maior importância para manter a integridade da estrutura, sendo os componentes críticos a analisar. Tendo em conta que a tensão de cedência deste material é de 500 MPa, então estes componentes encontram-se no limiar da deformação plástica. Página 85

104 nó nó nó nó nó Figura Sensibilidade da progressão da tensão no componente crítico Analisando com mais detalhe a evolução do estado de tensão para diversos nós ao longo de todo o componente critico, constata-se que em quatro dos nós representados já se atingiu o ponto de tensão máxima e mantendo-se este uniforme até ao final da simulação. Assim pode-se inferir que o intervalo de tempo de simulação foi suficiente para a estrutura ser sujeita à sua deformação máxima. Componentes em risco de colapso Figura Representação do Fator de Segurança, e das Zonas de Deformação Plástica Relativamente à Figura 7-12, na imagem da direita representam-se as diversas zonas que sofreram deformação plástica, no entanto, analisando a distribuição do fator de segurança referente à tensão de rotura dos diversos materiais pode-se concluir que existem pelo menos cinco componentes que estão em risco de colapso, tendo superfícies com tensões bastante próximas da tensão de rotura. Página 86

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