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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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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
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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
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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.
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Índice
RESUMO........................................................................................................................ I
ABSTRACT ................................................................................................................... III
AGRADECIMENTOS ...................................................................................................... V
ÍNDICE DE FIGURAS ..................................................................................................... XI
ÍNDICE DE TABELAS ................................................................................................... XIII
ÍNDICE DE ABREVIATURAS ......................................................................................... XV
1. INTRODUÇÃO ........................................................................................................ 1
1.1 Motivação e Objetivos .............................................................................................................. 1
1.2 Estrutura da Dissertação ........................................................................................................... 2
2. REGULAMENTAÇÃO EM VIGOR ............................................................................ 5
2.1 Introdução (EASA, FAA, CS 25) .................................................................................................. 5
2.2 Regulamentos da EASA ............................................................................................................. 6 2.2.1 Certificado de Tipo, Projeto de Tipo e respetivas alterações, Subparte B e D .......................... 8 2.2.2 Certificados de Tipo Suplementares, Subparte E .................................................................... 9 2.2.3 Organização de Produção, Subparte G ................................................................................... 9 2.2.4 Produção sem a Certificação de Entidade de Produção, Subparte F........................................ 9 2.2.5 Organização de Projeto, Subparte J ..................................................................................... 10 2.2.6 Peças e Equipamentos, Subparte K ...................................................................................... 11 2.2.7 Autorizações ETSO, Subparte O ........................................................................................... 11
2.3 Entidades Portuguesas Certificadas ........................................................................................ 11
2.4 Especificação de Certificação CS - 25 ....................................................................................... 13
3. MODELOS ........................................................................................................... 17
3.1 Configuração de Assentos de Aeronaves ................................................................................ 17
3.2 A evolução dos assentos ao longo da História ........................................................................ 20
3.3 State-of-the-art: assentos de classe Económica ...................................................................... 23 3.3.1 Recaro - BL3520 .................................................................................................................. 23 3.3.2 Pitch Aircraft Seating Systems - PF2000 ............................................................................... 24 3.3.3 Thompson Aero Seating - Cozy Suite Economy..................................................................... 24 3.3.4 Aereas Seat Project ............................................................................................................. 25
3.4 Apresentação do Modelo ....................................................................................................... 26
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3.4.1 Modelação Tridimensional .................................................................................................. 27
4. MATERIAIS UTILIZADOS NA ESTRUTURA ............................................................ 35
4.1 Ligas de Alumínio – diferentes tipos de ligas e suas características ......................................... 36 4.1.1 Série 1000 ........................................................................................................................... 38 4.1.2 Série 2000 ........................................................................................................................... 38 4.1.3 Série 3000 ........................................................................................................................... 38 4.1.4 Série 4000 ........................................................................................................................... 38 4.1.5 Série 5000 ........................................................................................................................... 38 4.1.6 Série 6000 ........................................................................................................................... 39 4.1.7 Série 7000 ........................................................................................................................... 39
4.2 Aço – diferentes tipos de ligas e suas características .............................................................. 41 4.2.1 Aços-Carbono...................................................................................................................... 41 4.2.2 Aços de Alta Resistência ...................................................................................................... 42 4.2.3 Aços Inoxidáveis .................................................................................................................. 44
4.3 Materiais Poliméricos ............................................................................................................. 45
4.4 Ligas de Bronze ....................................................................................................................... 47
5. INTEGRAÇÃO NAS SIMULAÇÕES COMPUTACIONAIS .......................................... 49
5.1 Cenário de Projeto para o Modelo .......................................................................................... 49
5.2 Tipos de Análise e Parâmetros de Controlo ............................................................................ 50
5.3 Tipos de Elementos e Parâmetros de Controlo ....................................................................... 58 5.3.1 Elementos Brick .................................................................................................................. 59 5.3.2 Elementos Shell ................................................................................................................... 62
5.4 Processo de Geração de Malha ............................................................................................... 63 5.4.1 Tipos de malha .................................................................................................................... 63
5.5 Simulações de teste ................................................................................................................ 65 5.5.1 Testes de sensibilização de Contacto entre Superfícies ........................................................ 65 5.5.2 Validação da modelação e assemblagem dos subconjuntos de componentes ...................... 66
6. CASOS DE ESTUDO .............................................................................................. 71
6.1 Modelo da Estrutura para o Ensaio Estático ........................................................................... 71
6.2 Modelo da Estrutura para o Ensaio Dinâmico ......................................................................... 75
7. APRESENTAÇÃO E DISCUSSÃO DOS RESULTADOS .............................................. 79
7.1 Resultados dos Ensaios Estáticos ............................................................................................ 79 7.1.1 Ensaio 1 .............................................................................................................................. 79 7.1.2 Ensaio 2 .............................................................................................................................. 82 7.1.3 Discussão de Resultados ...................................................................................................... 83
7.2 Resultados do Ensaio Dinâmico .............................................................................................. 84
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8. CONCLUSÕES ...................................................................................................... 87
BIBLIOGRAFIA ............................................................................................................ 89
ANEXOS...................................................................................................................... 93
Anexo 1-A – Atribuições Atuais e Futuras da EASA .............................................................................. 93
Anexo 1-B – Regras de Implementação, Regulamentação: 2024/2003 ................................................ 94 Gestão de Aeronavegabilidade Permanente, Parte M, Secção A do Anexo I ...................................... 94 Organização de Manutenção de Aeronaves, de acordo com a Parte 145, Seção A do Anexo II .......... 94 Aprovação Técnica da Organização de Formação de Manutenção, de acordo com a Parte 147, Seção A do Anexo IV .......................................................................................................................................... 94
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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] ................................................................................................. 16
Figura 3-1 Gama de Produtos oferecidos pela Airbus ....................................................................................... 18
Figura 3-2 Características de layout das diferentes Classes [24] ....................................................................... 19
Figura 3-3 Da esquerda para a direita; Primeira Classe, Classe Executiva e Classe Económica [25,26] ............... 19
Figura 3-4 A aeronave, o layout e o formato das primeiras cadeiras para transporte de passageiros [30,31] .... 20
Figura 3-5 Da esquerda para a direita: Fokker F-32, Fokker F.IX e respetivos interiores [30,32] ......................... 20
Figura 3-6 Primeiro assento desenvolvido em alumínio e sua aplicação comercial no Boeing 247 [30,33] ......... 21
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] ................................................................... 21
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] ............................................................................... 22
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] ........................................................................................................................................... 22
Figura 3-10 Sugestão de apresentação de suítes de Primeira Classe [30] .......................................................... 22
Figura 3-11 Palavras-chave relevantes na avaliação de novos conceitos .......................................................... 23
Figura 3-12 Apresentação de três vistas do Assento BL3520 da Recaro [39] ..................................................... 23
Figura 3-13 - Apresentação de três vistas do Assento Pitch PF2000 [40] ........................................................... 24
Figura 3-14 Apresentação de duas Vistas do Assento Cozy Suite Economy [41] ................................................ 25
Figura 3-15 Apresentação de três vistas do Aereas Seat Project [42,43,44] ...................................................... 25
Figura 3-16 - Fotografias ao Modelo de Estudo, obtidas na TAP ....................................................................... 26
Figura 3-17 Alguns Componentes da Estrutura Principal na TAP ...................................................................... 26
Figura 3-18 Fotografia do componente a reproduzir tridimensionalmente ....................................................... 28
Figura 3-19 Desenho de delineação e respetiva referenciação do Componente 20 ............................................ 29
Figura 3-20 Representação dos contornos geométricos das cavidades ............................................................. 30
Figura 3-21 Representação do Sketch da construção do Perfil Exterior do Componente 20 ............................... 30
Figura 3-22 Representação do Sketch da construção das Cavidades do Componente 20 ................................... 31
Figura 3-23 Representação do Perfil Exterior e Modelo Final em CAD do Componente 20 ................................. 31
Figura 3-24 À esquerda, a chapa da base. À direita, a chapa de suporte das costas. ......................................... 32
Figura 3-25 Planos de referência para a modelação dos componentes ............................................................. 32
Figura 3-26 Representação das linhas de contorno na Vista Lateral ................................................................. 33
Figura 3-27 Modelo Final da Chapa de Suporte das Costas .............................................................................. 33
Figura 3-28 Modelo Final da Chapa de Base do Assento................................................................................... 33
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 ............................................................................................... 34
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Figura 3-30 Representação do conjunto final da estrutura do assento de avião ................................................ 34
Figura 4-1 Montagem de Conjunto da Estrutura do Assento para Ensaios Estáticos ......................................... 36
Figura 5-1 Editor de FEA do Simulation Multiphysics da Autodesk .................................................................... 50
Figura 5-2 Tipos de Elementos disponíveis. Lineares, à esquerda; Não Lineares à direita .................................. 58
Figura 5-3 Tipos de Elementos utilizados: Tipo Brick, à esquerda; Tipo Shell à direita ....................................... 59
Figura 5-4 Definições Gerais e Avançadas – Brick............................................................................................. 59
Figura 5-5 Gráficos σ-ε: von Mises, à esquerda; von Mises Curve, à direita ....................................................... 60
Figura 5-6 Definições Gerais e Avançadas - Shell.............................................................................................. 62
Figura 5-7 - Simulações de teste para estudo de interpenetração entre componentes ...................................... 66
Figura 5-8 - Comportamento do subconjunto mediante a aplicação de esforços ............................................... 66
Figura 5-9 - Folga entre componentes; à esquerda modelo sólido, à direita modelo de superfície ..................... 67
Figura 5-10 - À esquerda a malha interpenetrada, à direita o componente remalhado ..................................... 68
Figura 5-11 - Localização e detalhe de erro de Modelação ............................................................................... 68
Figura 5-12 - Representação de interpenetração entre componentes ............................................................... 69
Figura 6-1 - Representação do Modelo da Estrutura do Assento Duplo............................................................. 72
Figura 6-2 - Curvas de Carregamento .............................................................................................................. 74
Figura 6-3 - à esq: Carregamento e Constrangimentos; à dir: Zonas de Contacto entre Superfícies (Ensaio
Estático) ......................................................................................................................................................... 74
Figura 6-4 - Ensaio Estático para Certificação de Assento [57] ......................................................................... 75
Figura 6-5 - Pormenor dos componentes que ligam o assento e as costas à estrutura ...................................... 75
Figura 6-6 - Representação do Modelo da Estrutura do Assento com Dummy .................................................. 76
Figura 6-7 - à esq: Velocidades e Constrangimentos; à dir: Zonas de Contacto entre Superfícies (Ensaio
Dinâmico) ....................................................................................................................................................... 77
Figura 6-8 - Ensaio Dinâmico para Certificação de Assento [57] ....................................................................... 78
Figura 7-1 - Gráfico da Curva de Carregamento aplicada no Ensaio 1 e Dados Gerais do Ensaio 1 .................... 80
Figura 7-2 - Estado de Tensão na Estrutura no instante de tempo 0.0128......................................................... 80
Figura 7-3 - Evolução da Tensão no nó 102 249 e nó 149 496 ao longo do Ensaio 1 .......................................... 81
Figura 7-4 - Sensibilidade da progressão da tensão transversalmente ao longo da perna da estrutura ............. 81
Figura 7-5 - Sensibilidade da progressão da tensão na estrutura ...................................................................... 82
Figura 7-6 - Gráfico da Curva de Carregamento aplicada no Ensaio 2 e Dados Gerais do Ensaio 2 .................... 82
Figura 7-7 - Estado de Tensão na Estrutura no instante de tempo 0.11 ............................................................ 83
Figura 7-8 - Evolução da Tensão no nó 102 249 e no nó 149 495 ao longo do Ensaio 2 ..................................... 83
Figura 7-9 - Pontos de Concentração de Tensões (3700 MPa, 0.0042 s) ............................................................ 85
Figura 7-10 - Estado de Tensão na Estrutura no último instante de tempo ....................................................... 85
Figura 7-11 - Sensibilidade da progressão da tensão no componente crítico ..................................................... 86
Figura 7-12 - Representação do Fator de Segurança, e das Zonas de Deformação Plástica ............................... 86
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Índice de Tabelas
Tabela 2-1 - Certificações relativas à TAP - Transportes Aéreos Portugueses, S.A.............................................. 12
Tabela 2-2 - Certificações relativas à OGMA – Indústria Aeronáutica de Portugal, S.A. ..................................... 12
Tabela 2-3 - Âmbito das áreas de intervenção permitidas [18] ......................................................................... 13
Tabela 2-4 - Requisitos para o desenvolvimento de Testes de Certificação ....................................................... 15
Tabela 3-1- Especificações e configurações de assentos [28] ............................................................................ 20
Tabela 3-2 - Características de Conformidade existente no Assento Recaro estudado ....................................... 26
Tabela 4-1 - Tabela de correspondência Tipo de Material – Cor ....................................................................... 36
Tabela 4-2 - Propriedades Mecânicas e Aplicações das ligas de Alumínio [45,47,48,49] .................................... 40
Tabela 4-3 - Propriedades Mecânicas e Aplicações de Aços-Carbono [45,49,51] ............................................... 42
Tabela 4-4 - Propriedades Mecânicas e Aplicações de Aços de Alta Resistência para forjamento [45,48,52] ..... 43
Tabela 4-5 - Propriedades Mecânicas e Aplicações de Aços Inoxidáveis [48, 54, 55].......................................... 45
Tabela 4-6 - Propriedades Mecânicas e Durabilidade [49,55] ........................................................................... 46
Tabela 4-7 - Quadro de Custos e Consumos [49] .............................................................................................. 46
Tabela 5-1 - Tipos de Análise Disponíveis ......................................................................................................... 50
Tabela 5-2 - Análise Linear vs Não Linear ......................................................................................................... 50
Tabela 5-3 - Comparação da Capacidade de Simulação ................................................................................... 52
Tabela 6-1 - Tabela de correspondência da especificação de material através de cores .................................... 72
Tabela 6-2 - Propriedades dos materiais utilizados na Simulação ..................................................................... 72
Tabela 6-3 - Resumo dos parâmetros de definição dos elementos no Ensaio Estático ....................................... 73
Tabela 6-4 - Resumo dos parâmetros das análises no Ensaio Estático .............................................................. 74
Tabela 6-5 - Resumo dos parâmetros de definição dos elementos no Ensaio Dinâmico ..................................... 76
Tabela 6-6 - Resumo dos parâmetros de análise no Ensaio Dinâmico ............................................................... 77
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Índice de Abreviaturas
CS-25 Amend.9 Especificações de Certificação para Grandes Aeronaves Emenda 9
CAD Projeto Assistido por Computador
CAM Produção Assistida por Computador
EASA Agência Europeia para a Segurança na Aviação
FAA Admistração Federal da Aviação
OACI Organização da Aviação Civil Internacional
INAC Autoridade Nacional de Aviação Civil
CE Comissão Europeia
ADOAP Procedimentos Alternativos para Aprovação como Organização Projeto
TCH Type Certificate Holder
DOA Aprovação como Organização de Projeto
POA Aprovação como Organização de Produção
ETSO Especificações Técnicas Normalizadas Europeias
AMC Meios Aceitáveis de Conformidade
AC Código de Aeronavegabilidade
HIC Critério de Dano Cerebral
FAR Federal Acquisition Regulation
MMPDS Manual de Desenvolvimento e Padronização de Propriedades de Materiais Metálicos
MIL-HDBK-5J Manual Militar do Departamento de Defesa dos EUA
FEA Finite Element Analysis
MES Simulação de Evento Mecânico
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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
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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.
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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.
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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]
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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.
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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.
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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.
2.2.1 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]
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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]
2.2.2 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.
2.2.3 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]
2.2.4 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]
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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]
2.2.5 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:
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1) Certificados de Tipo;
2) Certificados de Tipo Suplementares;
3) Autorização ETSO;
4) Aprovação para Grandes Alterações ao Projeto de Tipo. [1]
2.2.6 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.
2.2.7 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 –
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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 2-1 - 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 2-2 - 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:
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Tabela 2-3 - 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
Estruturas
Sistemas Hidromecânicos
Sistemas elétricos
Interiores de cabinas
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)
Instalação de equipamentos aeronáuticos
Sistemas elétricos
Estruturas
Interiores de cabinas
Cozinhas e outros equipamentos interiores
(Em Grandes e Pequenos aviões)
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]
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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 25.561 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 25.562 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.
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Tabela 2-4 - 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) 10.7 13.4
Pico de Desaceleração, Gmin (G) 14 16
Instante Tempo até Pico, tmax (s) 0.08 0.09
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
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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 1000. O nível
do HIC é determinado pela seguinte equação:
𝐻𝐼𝐶 = {(𝑡2 − 𝑡1) [1
(𝑡2−𝑡1)∫ 𝑎(𝑡)𝑑𝑡
𝑡2𝑡1
]2.5
}𝑚𝑎𝑥
, onde:
𝑡1 é o instante de integração inicial,
𝑡2 é o instante de integração final,
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]
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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:
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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.
Modelo de AeronaveFamiliaFabricante
Airbus
A 320
A 318
A 319
A 320
A 321
A 330A 330 - 200
A 330 - 300
A 340
A 340 - 300
A 340 - 500
A 340 - 600
A 350
A 350 - 800
A 350 - 900
A 350 - 1000A 380
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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 76-81 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.
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Tabela 3-1- Especificações e configurações de assentos [28]
Airbus A 320
Autonomia: 5.500 Km
Capacidade: 162 Px Pitch Width Layout
Classe Executiva: 42 32’’ (81,3 cm) 18’’ (45,7 cm) 3x3
Classe Económica: 114 32’’ (81,3 cm) 18’’ (45,7 cm) 3x3
Airbus A 340
Autonomia: 13.300 Km
Capacidade: 274 Px Pitch Width Layout
Classe Executiva: 36 54’’ (137,2 cm) 20’’ (50,8 cm) 2x2x2
Classe Económica: 238 32'' (81,3 cm) 17'' (43,2 cm) 2x4x2 /
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 1908. 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]
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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.
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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.
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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
3.3.1 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 pré-
tensionada 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 28’’ – 34’’ conduzindo a uma elevada densidade de assentos,
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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.
3.3.2 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 3-13 - 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.
3.3.3 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.
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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.
3.3.4 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.
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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 3-16. O
modelo em questão obteve aprovação após a realização de ensaios físicos de certificação FAR
Amend. 25-64 no ano de 1984. 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 3-16 - 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 3-2 - 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 25.853b e c – 26/11/1984
Conforme FAR Amdt.25-64, AS 8049 e Al. Spec. 2520 MIF
Modelo de Cinto de Segurança 502751 Am-Safe
Modelo do Assento P/N 137 00 6
Margem de Pitch (") 31-34
Figura 3-17 Alguns Componentes da Estrutura Principal na TAP
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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 3-17 - 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.
3.4.1 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
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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
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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.
Figura 3-19 Desenho de delineação e respetiva referenciação do Componente 20
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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 utilizou-
se 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
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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.
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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 3-26. 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.
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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
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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
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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.
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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 4-1 - 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
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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 apresenta-
se 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.
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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.
4.1.2 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]
4.1.3 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.
4.1.4 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.
4.1.5 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.
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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.
4.1.7 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 40
Tabela 4-2 - 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
2024
Recozido –O 220 97 12
Estruturas e
acessórios de
aviões
Boa
maquinabilidade
(70%), Boa
resistência à fadiga,
Reduzida resistência
à corrosão,
Capacidade de
acabamento
superficial
196 1,43
Tratamento
Térmico -T351 436 310 10
Tratamento
Térmico -T6 442 345 5
6061
Recozido –O 152 82 16 Estruturas de
camiões e
navais,
acessórios de
aviões,
oleodutos,
carris de
comboio
Boa
maquinabilidade
(50%),
Componentes
estampados para
aeronáutica,
Resistência à
corrosão
209 1,77 Tratamento
Térmico -T651 283 262 11,6
7075
Recozido –O 236 110 16
Estruturas de
aviões e
outras
Boa resistência
mecânica, Boa
maquinabilidade
(70%), Resistência
ao desgaste,
Proporciona bons
acabamentos,
Cuidados com a
corrosão
202 1,77 Tratamento
Térmico -T651 552 496 9
7055 Tratamento
Térmico –T751 640 340 10
Estruturas de
assas de
aviões,
longarinas de
fuselagem
Superior Resistência
Mecânica,
Resistência à
Compressão,
Extrudidos,
Excelente
resistência à
corrosão,
Tenacidade,
Resistência à fadiga
198 1,77
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 41
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 deveu-
se 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.
4.2.1 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 42
Tabela 4-3 - 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
1060 0,60 C; 0,65
Mn
Laminado 814 483 17 Fio para molas,
matrizes de
forjamento,
rodas de
comboios
24,6 0,51
Recozido 628 483 22
Revenido 1100 780 13
1080 0,80 C; 0,80
Mn
Laminado 967 586 12 Cordas
musicais,
molas
helicoidais,
formões,
matrizes de
forjamento
25,6 0,51
Recozido 614 373 25
Revenido 1304 980 12
1095 0,95 C; 0,40
Mn
Laminado 966 573 9 Moldes,
punções,
lâminas de
corte, arame
de elevada
resistência à
tração
25,6 0,51
Recozido 655 379 13
Revenido 1263 814 10
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.
4.2.2 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 43
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 4-4 - Propriedades Mecânicas e Aplicações de Aços de Alta Resistência para forjamento [45,48,52]
Designação
AISI-SAE
Composição
Química %
pond.
Estado
Tensão
de Rotura
MPa
Tensão
de
Cedênci
a MPa
Extensão
(%) Aplicações Típicas
Energia
Consumida
MJ/Kg
Preço
€/Kg
4140
0,40 C; 1,0 Cr;
0,90 Mn; 0,20
Mo
Revenido
205°C 1770 1640 8
Engrenagens para
motores de
turbinas a gás,
transmissões
25,8 0,51
Revenido
315°C 1550 1430 9
4130
0,30 C; 0,95 Cr;
0,50 Mn; 0,20
Mo; 0,25 Si
Revenido
315°C 1500 1380 11
Revenido
425°C 1280 1190 13
Hy-Tuf
0,25 C; 1,35 Mn;
1,50 Si; 1,80 Ni;
0,30 Cr; 0,4 Mo
Revenido
288°C 1517 1276 5
Trens de
aterragem de
aviões, flaps de
aviões, aplicações
estruturais,
maquinação,
forjamento
28,2 0,65
D6AC
0,46 C; 0,75 Mn;
0,25 Si; 0,60 Ni;
1,10 Cr; 1,0 Mo;
0,10 V
Têmpera
316°C 1931 1724
7
Aplicações
estruturais de alta
resistência,
maquinação,
forjamento
28,15 0,6 Têmpera
510°C 1572 1345
4340
0,40 C; 1,83 Ni;
0,90 Mn; 0,80
Cr; 0,20 Mo
Revenido
315°C 1720 1590 10 Grandes seções,
engrenagens,
peças de camiões
27,35 0,51 Revenido
425°C 1470 1369 10
H11
0,38 C; 1,0 Si,
0,40 Mn; 5,30
Cr; 1,20 Mo;
0,40 V
Revenido
510°C 2120 1710 6
Moldes para
trabalho a
quente,
aplicações
estruturas
37,8 5,06 Revenido
540°C 2005 1675 9.6
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 44
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 45
Tabela 4-5 - Propriedades Mecânicas e Aplicações de Aços Inoxidáveis [48, 54, 55]
Designação
AISI-SAE
Composição
Química %
pond.
Estado
Tensão
de
Rotura
MPa
Tensão
de
Cedência
MPa
Extensão
(%) Aplicações Típicas
Energia
Consumida
MJ/Kg
Preço
€/Kg
430 17 Cr; 0,12
C Recozido 517 345 25
Capotas de Automóvel,
Uso geral sem requerer
endurecimento
59,8 3,04
302 19 Cr; 11 Ni Recozido 620 310 50
Componentes de
escapes, tubagens,
parafusos
73 3,7
302 19 Cr; 11 Ni Laminado a
frio 861 517 12
Equipamentos de
processamento
químico e de
alimentos, Ótima
Estampagem
- -
304 20 Cr; 11 Ni;
0,08 C
Grau
Tensão B 860 515 40
Baixo-carbono para
soldadura,
reservatórios químicos,
Ótima Estampagem
75,1 4,125
17-4EP
17,5 Cr; 5
Ni, 5 Cu,
0,45 Nb
Endurecido
por
precipitação
1400 1250 20
Estrutural em
ambientes corrosivos,
Componentes de
aviões e turbinas
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 46
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.
Tabela 4-6 - Propriedades Mecânicas e Durabilidade [49,55]
Tabela 4-7 - Quadro de Custos e Consumos [49]
Designação
Emissão
CO2
Kg/Kg
Consumo
Energia
MJ/Kg
ABS / PVC - Flame Retarded 3,7 - 4,1 98 - 109
FEP (Teflon) 8,6 - 9,5 166 - 184
Acetal (POM - Impact Modified Copolymer) 4 - 4,5 103 - 114
HDPE (High Density, Homopolymer) 1,9 - 2,2 77 - 85
Nylon 6/6 (PA Type 66, Flame Retarded) 4 - 4,4 102 - 113
Designação
Resistência
à
Compressão
Mpa
Tensão
de
Cedência
Mpa
Extensão
(%)
Tenacidad
e à Fratura
Mpa.m^1/
2
Módulo
de
Young
Gpa
Resistência
Desgaste Inflamabilidade Acidez
Elevada
Alcalinidade
Elevada
ABS / PVC -
Flame
Retarded
48,6 - 53,6 40 - 45 15 - 20 1,5 - 4,4 2,2 - 2,6 Média Boa Média Boa
FEP (Teflon) 14,4 - 16 18,6 -
21,4
250 -
330 1,5 - 4,2 0,35
Muito
Pobre Muito Boa
Muito
Boa Muito Boa
Acetal (POM -
Impact
Modified
Copolymer)
105 - 116 57 - 63 60 - 300 1,4 - 3,3 2,76 -
2,9 Boa Pobre
Muito
Pobre Muito Boa
HDPE (High
Density,
Homopolymer
18,6 - 24,8 22 - 31 1120 -
1290 1,5 - 1,8 1,08 Média Pobre Boa Muito Boa
Nylon 6/6
(Flame
Retarded)
164 - 181 70 - 76,7 4 - 10 1,9 - 3,7 2,83 -
2,97 Média Boa
Muito
Pobre Boa
Página 47
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 verifica-
se 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 CO2, 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 48
Página 49
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 50
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 5-1 - 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 5-2 - Análise Linear vs Não Linear
Linear Não 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
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 51
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 52
Tabela 5-3 - 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 53
Quadro 5-2 - 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
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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
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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
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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 + 1𝐊
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 + ∆𝑡𝐊
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.
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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, 0.005 e 0.0001 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
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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
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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
5.3.1 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
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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:
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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.
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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.
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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.
5.4.1 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.
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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,
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.
ii. 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.
iii. All Bricks: Exclusivamente elementos do tipo 8-node brick, conduz a uma malha superficial
demasiadamente refinada, cria mais elementos que a primeira.
iv. 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
6√𝑉𝑜𝑙𝑢𝑚𝑒3
.
2. Tamanho Absoluto: Define-se um tamanho aproximado para as arestas dos elementos
criados nas superfícies do componente.
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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.
5.5.1 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.
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∆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 apresenta-
se uma simulação onde todos parâmetros foram corretamente definidos.
Figura 5-7 - Simulações de teste para estudo de interpenetração entre componentes
5.5.2 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 5-8 - Comportamento do subconjunto mediante a aplicação de esforços
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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 5-9 - 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.
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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 5-10 - 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 5-11 - 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.
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Figura 5-12 - 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 70
Página 71
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.
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Figura 6-1 - 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 6-1 - 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 6-2 - Propriedades dos materiais utilizados na Simulação
Material Eelasticidade (GPa) Eplasticidade (GPa) σcedência (MPa)
Bronze Vermelho 117 5,77 434,4
ABS 2,5 0,006 58,6
AISI 302 193 2,94 517
AISI 4130 207 1,06 1172
AISI 1080 205 3,24 586
Al 2024-T351 73 0,78 324
Al 7075-T651 71,7 0,67 503
Al 6061-T651 68,9 0,29 276
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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 25.561 de 6 G's com Curvas de
Carregamento relativas à Simulação 1.
2. Ensaio de Certificação Estático descendente segundo a CS 25.561 de 6 G's com Curvas de
Carregamento relativas à Simulação 2.
Um Ensaio de Certificação Estático segundo a CS 25.561 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 × 9.81𝑚 𝑠2 × 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 6-3 - Resumo dos parâmetros de definição dos elementos no Ensaio Estático
Shell Brick
Nº Componentes 4 135
Nº Elementos Criados 5 979 518 859
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
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Tabela 6-4 - Resumo dos parâmetros das análises no Ensaio Estático
Simulação 1 Simulação 2
Duração Análise (s) 0.06 0.3
Intervalo de Tempo Inicial (s) 0.0008 0.005
Nº Time Steps 75 60
Aceleração Gravidade (m/s2) 9.81 (-1 𝑒𝑦⃗⃗⃗⃗ ) 9.81 (-1 𝑒𝑦⃗⃗⃗⃗ )
Nº max Iterações 15 15
Critério de Convergência Deslocamento Deslocamento
Tolerância de Deslocamento 0.0001 (constante) 0.0001 (constante)
Usar Time-Step constante Não Não
Reduzir Time-Step (Trigger) Sim Sim
Fator variação Time Step 2 2
Simulação 1 Simulação 2
Figura 6-2 - Curvas de Carregamento
Figura 6-3 - 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
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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 6-4 - Ensaio Estático para Certificação de Assento [57]
Figura 6-5 - 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 25.562, 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.
Componente A
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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)
Figura 6-6 - Representação do Modelo da Estrutura do Assento com Dummy
Tabela 6-5 - Resumo dos parâmetros de definição dos elementos no Ensaio Dinâmico
Shell Brick Nº Componentes 2 83
Nº Elementos Criados 7 434 449 430
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
Vinicial
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Tabela 6-6 - Resumo dos parâmetros de análise no Ensaio Dinâmico
Simulação 1 Duração Análise (s) 0.02
Intervalo de Tempo Inicial (s) 0.0001
Nº Time Steps 200
Nº max Iterações 15
Critério de Convergência Deslocamento
Tolerância de Deslocamento 0.001 (variável)
Relação da tolerância de convergência Sim
Auto TM Level 2
Fator Relaxação 15
Usar Time-Step constante Não
Reduzir Time-Step (Trigger) Evitado
Figura 6-7 - 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.
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Figura 6-8 - 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.
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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 25.561 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 25.561 de 6 G's com Curvas de
Carregamento relativas à Simulação 1.
2. Ensaio de Certificação Estático descendente segundo a CS 25.561 de 6 G's com Curvas de
Carregamento relativas à Simulação 2.
7.1.1 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 0.005 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.
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Duração análise: 0.06 s
Tempo em Força máx: 0.005 s
Tensão nó 102 249@ t1: 35.86 MPa
Tensão nó 102 249@ t2: 34.99 MPa
Tempo Processamento: 7h 25m
Espaço Ocupado Memória: 11.3 GB
Figura 7-1 - Gráfico da Curva de Carregamento aplicada no Ensaio 1 e Dados Gerais do Ensaio 1
Figura 7-2 - Estado de Tensão na Estrutura no instante de tempo 0.0128
Na Figura 7-2 estão representados os estados de tensão de toda a estrutura, aquando do momento
de força máxima no instante de tempo 0.0128 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 0-250 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.
t1=0.0128
t2=0.015
nó 102 249
nó 149 496
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Figura 7-3 - Evolução da Tensão no nó 102 249 e nó 149 496 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, procurou-
se fazer o varrimento da evolução do estado de tensão em vários nós, transversalmente e
longitudinalmente relativamente à direção de aplicação do carregamento.
Figura 7-4 - 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 101
606) é aquela que sente em primeiro lugar os esforços aplicados sobre o assento da estrutura. De
notar, que é no centro do componente (nós 102 171 e 102 224) 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 101 606.
nó 101 637
nó 102 224
nó 102 202
nó 102 171
nó 102 215
nó 101 606
1 2 3 5
4
1
2
3
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Figura 7-5 - 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 7-5.
7.1.2 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 102 249@ t1: 34.25 MPa
Tensão nó 102 249@ t2: 34.24 MPa
Tempo Processamento: 4h
Espaço Ocupado Memória: 4.9 GB
Figura 7-6 - Gráfico da Curva de Carregamento aplicada no Ensaio 2 e Dados Gerais do Ensaio 2
t1=0.11
t2=0.13
nó 151 173
nó 102 826
nó 102 208
nó 102 201
nó 102 193
Página 83
Figura 7-7 - Estado de Tensão na Estrutura no instante de tempo 0.11
Figura 7-8 - Evolução da Tensão no nó 102 249 e no nó 149 495 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 7.1.1.
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.
7.1.3 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 conclui-
se que ambas as simulações convergiram para o mesmo resultado final, ficando assim clara a
nó 102 249
nó 149 495
Página 84
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
0.0034 segundos, chegando ao ponto de maior tensão (até à paragem brusca da simulação) em
apenas 0.0008 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 85
Figura 7-9 - Pontos de Concentração de Tensões (3700 MPa, 0.0042 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.
Figura 7-10 - 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.
componentes
críticos
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Figura 7-11 - 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.
Figura 7-12 - 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.
nó 75 723
nó 75 678
nó 75 692
nó 75 774
nó 75 790
Componentes em
risco de colapso
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8. Conclusões
Apesar de toda a oferta de informação disponibilizada na internet, a tarefa que obrigou a um maior
esforço em termos de entendimento e escrutínio foi a criação de um fluxograma que tornasse mais
claro quais as necessidades e requisitos que uma entidade teria que possuir de modo a conseguir a
obtenção de certificação de um artigo e a aprovação para proceder à sua instalação numa aeronave.
Desde a revolução industrial com a simplificação do processo de produção de alumínio em larga
escala, e a consequente produção do primeiro assento em 1930 constituído com base neste material,
passando pelo modelo Recaro analisado que data de 1984, e culminando nos mais recentes modelos
de classe económica, pode-se concluir de certa forma que o método de construção da estrutura de
suporte não sofreu alterações extremas. O principal objetivo assenta na redução de peso e a
simplificação de componentes, mas são exigidos níveis cada vez mais exigentes em termos de
resistência estrutural. Atualmente, os requisitos de certificação dinâmicos (CS-25 25.562) exigem que
o maior fator de carga sentido na estrutura seja de 16 G, superior até ao limite humano.
Foi necessário proceder a algumas simplificações nos modelos tridimensionais desenvolvidos com
software CAD, e nos modelos de análise de elementos finitos, a fim de se conseguirem obter
resultados válidos, na tentativa de desenvolver o processo de certificação da estrutura através de
simulações computacionais. Com base na influência dessas simplificações, os resultados obtidos não
permitem a exclusão dos ensaios físicos para efeitos de certificação. No entanto, o modelo de
trabalho desenvolvido ao longo da tese permite desenvolver uma análise preliminar aproximada
daqueles que serão os resultados esperados, antecipando eventuais pontos fracos do conceito, e
reduzindo assim o número de testes físicos necessários até à certificação final.
Relativamente às simulações computacionais efetuadas, pode-se concluir que a estrutura modelada
não sofre deformações plásticas assinaláveis que comprometam a integridade física e a segurança
dos passageiros devido ao colapso da mesma após uma aterragem de emergência, de acordo com os
requisitos dos Ensaios de Certificação Estáticos e Dinâmicos (segundo a CS 25.561 e a CS 25.562).
Após concluído este estudo fica a nota para um possível trabalho futuro. De melhorar a estrutura
atual, mantendo a resistência mecânica relativa aos ensaios de certificação, reduzindo o número de
componentes e otimizando os mesmos, reduzindo assim o peso da estrutura. Em simultâneo deve
reverter atenção para o utilizador, tentando adequar o assento a cada postura de utilizador sob as
condições ótimas de temperatura e humidade corporal. Em suma e como keywords orientadoras
para o projeto, deve tentar montar um conceito que seja em simultâneo: leve, simples,
personalizável, atraente, amigo do ambiente, confortável, ajustável e por fim relativamente barato.
Página 88
Página 89
Bibliografia
[1] – Florio, Fillipo De; “Airworthiness: An Introduction to Aircraft Certification”, Elsevier, 1ªEdição,
2006
[2] – Site visitado a 21-01-13: https://www.easa.europa.eu/language/pt/more-about-EASA.php
[3] – Site visitado a 21-01-13:
http://www.inac.pt/vPT/Generico/INAC/Atribuicoes/Paginas/AtribuicoesCompetencias.aspx
[4] – Diretivas de aeronavegabilidade, Regulamentação (CE) 2042/2003, Parte M, Seção A do anexo I,
Subparte G, M.A.701, páginas 14-15
[5] – Diretivas de aeronavegabilidade, Regulamentação (CE) 2042/2003, Parte 145, Seção A do anexo
II, 145.A.10, página 49
[6] – Diretivas de aeronavegabilidade, Regulamentação (CE) 2042/2003, Parte 147, Seção A do anexo
IV, Subparte A, 147.A.05, página 152
[7] – Diretivas de aeronavegabilidade, Regulamentação (CE) 2042/2003, Parte 66, Seção A do anexo
III, Subparte A, 66.A.1, página 74
[8] – Diretivas de aeronavegabilidade, Regulamentação (CE) 748/2012, Parte 21, Seção A, Subparte B
[9] – Diretivas de aeronavegabilidade, Regulamentação (CE) 748/2012, Parte 21, Seção A, Subparte D
[10] – Diretivas de aeronavegabilidade, Regulamentação (CE) 748/2012, Parte 21,Seção A, Subparte E
[11] - Diretivas de aeronavegabilidade, Regulamentação (CE) 1702/2003, Parte 21, Seção A, Subparte
G, páginas 31-35
[12] – Acceptable Means of Compliance and Guidance Material, Part 21, Subpart F
[13] – Diretivas de aeronavegabilidade, Regulamentação (CE) 748/2012,Parte 21, Seção A, Subparte F
[14] – Diretivas de aeronavegabilidade, Regulamentação (CE) 1702/2003,Parte 21,Seção A,Subparte F
[15] – Diretivas de aeronavegabilidade, Regulamentação (CE) 1702/2003, Parte 21, Seção A, Subparte
J, 21A.251, página 41
[16] – Diretivas de aeronavegabilidade, Regulamentação (CE) 748/2012, Parte 21,Seção A, Subparte K
[17] – Diretivas de aeronavegabilidade, Regulamentação (CE) 748/2012, Parte 21,Seção A,Subparte O
[18] – Site visitado a 22-01-31: http://www.easa.europa.eu/approvals-and-
standardisation/organisation-approvals/docs/lists/easa_doa.pdf
[19] – Site visitado a 23-01-13:
http://www.skybrary.aero/index.php/Aircraft_Certification_and_Production_Standards
[20] – EASA Terms of Reference, Task Nr 26.002, 17 September 2010
[21] – Certification Specifications for Large Aeroplanes, CS-25; Book 1 – Airworthiness Code;
Emergency Landing Conditions, CS 25.561
[22] – Certification Specifications for Large Aeroplanes, CS-25; Book 1 – Airworthiness Code;
Emergency Landing Conditions, CS 25.562
[23] – Coltman J.W., van Ingen C., Johnson N.B., Zimmermann R.E; “Aircraft Crash Survival Design
Guide - Vol. 2”, Simula Inc, Phoenix, Dezembro de 1989, pag 8
Página 90
[24] – Imagem retirada da página da internet, visitada a 09-02-13:
http://www.airbus.com/aircraftfamilies/passengeraircraft/a330family/
[25] – Imagem retirada da página da internet, visitada a 09-02-13:
http://www.reuters.com/article/2011/06/20/uk-airlines-premium-idUSLNE75J05H20110620
[26] – Imagem retirada da página da internet, visitada a 09-02-13:
http://www.skyscrapercity.com/showthread.php?p=28603114
[27] – Informação retirada da Wikipédia, “Airline Seat: Seat size” em 10-02-13
[28] – Dados retirados do site, visitado a 10-02-13:
http://www.seatguru.com/airlines/TAP_Portugal/TAP_Portugal_Airbus_A340.php
[29] – Dados retirados da página da internet, visitada a 10-02-13:
http://www.avjobs.com/history/#.URgzTx197YI
[30] – Informação retirada do artigo “The evolution of the Airline Seat” da seguinte página da
internet, visitada a 10-02-13: http://www.cntraveler.com/features/2011/05/From-Wicker-to-
Wow#slide=1
[31] – Imagem retirada da página da internet, visitada a 10-02-13:
http://www.wisconsinaviationhalloffame.org/blog/?tag=milwaukee
[32] – Imagens retiradas da página da internet, visitada a 11-02-13: http://www.dutch-
aviation.nl/index5/Civil/index5-2%20F9.html
[33] – Imagens retiradas do artigo: Anderson, Alan J.; “Aviation Safe: Evolution of Airplanes Interiors”,
Aero Magazine QTR_04.11, Boeing
[34] – Imagem retiradas da página da internet, visitada a 11-02-13:
http://www.postcardpost.com/cw.htm
[35] – Imagem retirada da página da internet, visitada a 11-02-13: http://www.century-of-
flight.net/Aviation%20history/airliners/airliners%20timeline7.htm
[36] – Imagem retirada da página da internet, visitada a 11-02-13: http://vintage-
ads.dreamwidth.org/tag/air+travel
[37] – Imagem retirada da página da internet, visitada a 11-02-13:
http://businesscasestudies.co.uk/virgin-atlantic/building-an-airline-through-brand-values/customer-
service.html#axzz2KbrDMz8D
[38] – Imagem retirada da página da internet, visitada a 11-02-13:
http://www.asiatraveltips.com/news06/1411-BusinessClass.shtml
[39] – Imagens retiradas da página da internet, visitada a 12-02-13: http://www.recaro-
as.com/bl3520.html
[40] – Imagens retiradas da página da internet, visitada a 12-02-13:
http://www.pitchaircraftseating.co.uk/360-views
[41] – Imagens retiradas da página da internet, visitada a 12-02-13:
http://www.thompsonaero.com/index.php/products/cozy-suite
Página 91
[42] – Imagem retirada da página da internet, visitada a 12-02-13:
http://compositesforecasts.com/wordpress/?attachment_id=189
[43] – Imagem retirada da página da internet, visitada a 12-02-13: http://www.greiner-
aerospace.com/products/innovationen/aeras-seat-project/
[44] – Imagem retirada da página da internet, visitada a 12-02-13: http://www.ludekedesign.com/
[45] - Smith, William F.; “Princípios de Ciência e Engenharia de Materiais”, McGRAW-HILL, páginas
514-536
[46] - Heat Treating Data Book, 10th Edition publicado por SECO/WARWICK Corporation 2011
[47] – Consultado em 14-02-2013: ALCOA Products, Aerospace: Sheet and Plate, Aluminum Alloys;
http://www.alcoa.com/
[48] - MIL – HDBK – 5J, "Metallic Materials and Elements for Aerospace Vehicle Structures",
Department of Defense Handbook, 31 de Janeiro de 2003
[49] - Software de apoio à seleção de materiais: CES EduPack 2005 da Granta Design
[50] - Consultado em 26-06-2013: http://www.engineersedge.com/aluminum_tempers.htm
[51] - Consultado em 15-02-2013: Aços Especiais para fabricação de molas,
http://www.ebah.com.br/content/ABAAAfUE0AK/acos-especiais-fabricacao-molas-pdf
[52] - Consultado em 17-02-2013: Artigo: High-Strength Steels for Aerospace Forgings,
http://www.keytometals.com/Articles/Art59.htm
[53] - Rodrigues, Jorge; Martins, Paulo; “Tecnologia Mecânica: Tecnologia de Deformação Plástica-
Volume II”, Escolar Editora, páginas 494, 495
[54] - Consultado em 18-02-2013: http://www.espimetals.com/tech/stainlesssteel.pdf
[55] - Consulta da lista de materiais do Software de Simulação, Autodesk Simulation Multiphisic 2013
[56] – Consulta da informação sobre o software de simulação no seguinte endereço:
http://wikihelp.autodesk.com/Simulation_Mechanical/enu/2013/Help/
[57] - Consultado em 06-10-2013: http://www.zim-flugsitz.de/zim-flugsitz/pages/en/news/etso-
c127a-authorisation-test.php
Página 92
Página 93
Anexos
Anexo 1-A – Atribuições Atuais e Futuras da EASA
Atribuições Atuais: [3]
Regulamentação: elaboração de legislação de segurança e prestação de aconselhamento
técnico à Comissão Europeia e aos Estados-Membros;
Inspeções, formação e programas de normalização, tendo em vista assegurar a aplicação
uniforme da legislação europeia em matéria de segurança da aviação em todos os Estados-
Membros;
Certificação de tipo no domínio da segurança e da compatibilidade ambiental de aeronaves,
motores e peças;
Aprovação das Organizações envolvidas na conceção, produção e manutenção dos produtos
aeronáuticos nos Estados Membros;
Certificação e supervisão de entidades de projeto, produção e manutenção de Aeronaves em
Estados Terceiros;
Recolha e análise de dados, bem como investigação no intuito de melhorar a segurança da
aviação;
Gerir o programa “SAFA - European Community Safety Assement of Foreign Aircraft” a favor
da Comissão Europeia.
Atribuições Futuras, propostas pela Comissão Europeia:
Regras e procedimentos em operações da aviação civil;
Regras para licenciamento de tripulações nos Estados-Membros;
Certificação de linhas aéreas de Estados terceiros (aqueles que não pertencem à EASA).
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Anexo 1-B – Regras de Implementação, Regulamentação: 2024/2003
Gestão de Aeronavegabilidade Permanente, Parte M, Secção A do Anexo I
A referente Parte estabelece os requisitos que uma entidade deverá satisfazer para emitir ou
revalidar uma certificação de gestão da aeronavegabilidade permanente de aeronaves. [4]
De forma resumida, cabe à entidade certificada a elaboração e acompanhamento de um programa
de manutenção para a aeronave gerida, a apresentação deste e/ou suas alterações às entidades
competentes, bem como o asseguramento que todas as diretivas com respeito à aeronavegabilidade
são respeitadas. Está também apta a emitir recomendações ou Certificados de Avaliação de
aeronavegabilidade após realizar uma avaliação.
Organização de Manutenção de Aeronaves, de acordo com a Parte 145, Seção A do Anexo II
A referida Seção A estabelece os requisitos que uma entidade deverá satisfazer para poder emitir ou
revalidar homologações para a manutenção de aeronaves e de componentes de aeronaves. [5] Ou
seja, a entidade certificada poderá proceder à manutenção de produtos, componentes, e peças que
estejam abrangidas na lista relativa ao Âmbito da Aprovação presentes na seção do Manual de
Organização da Manutenção respetivamente aprovado.
Aprovação Técnica da Organização de Formação de Manutenção, de acordo com a Parte 147, Seção
A do Anexo IV
A presente Secção estabelece os requisitos a satisfazer pelas entidades que pretendam obter
aprovação para a realização de ações de formação e exames nos termos da Parte 66. [6] Por sua vez
a Parte 66 estabelece os requisitos para a emissão de uma licença aeronáutica, bem como as
condições relativas à sua validade e utilização, para o desenvolvimento de operações de manutenção
em aviões ou helicópteros. [7] Corresponde à aprovação da entidade de formação em manutenção
para ministrar cursos de formação, realizar exames e emitir os respetivos certificados de
reconhecimento das habilitações dos formados.
