Modelagem e análise estrutural de elemento de fixação de asas

Abstract

O presente trabalho teve como objetivo desenvolver e avaliar estruturalmente uma junta de fixação para a longarina principal da aeronave Piper PA-38 Tomahawk, utilizando modelagem tridimensional e análise por Elementos Finitos. O modelo geométrico foi desenvolvido no software SOLIDWORKS com base em informações técnicas disponíveis na literatura aeronáutica, em manuais da aeronave e em normas aplicáveis ao setor. Foram selecionadas as ligas de alumínio AA2024-T3 para a longarina e AA7075-T6 para a junta estrutural, além de parafusos AN4-10A como elementos de fixação. O carregamento foi definido por método analítico adequado à seção modelada para simulação, sendo utilizada uma força equivalente capaz de representar o momento fletor atuante na raiz da asa. Os resultados da análise numérica permitiram identificar as regiões críticas de concentração de tensões, localizadas principalmente nas proximidades dos furos de fixação. O dimensionamento inicial da junta, obtido por meio de cálculos analíticos simplificados, apresentou fator de segurança inferior ao valor mínimo adotado, exigindo o refinamento da geometria. Após a adequação da espessura da junta, a configuração final atingiu fator de segurança de aproximadamente 1,54, atendendo aos requisitos estruturais estabelecidos para a condição de carga analisada. Além disso, os resultados de deslocamento e deformação demonstraram comportamento compatível com a operação em regime elástico. Conclui-se que a metodologia empregada permitiu validar a configuração estrutural proposta, demonstrando a importância da utilização conjunta de métodos analíticos e simulações por Elementos Finitos no dimensionamento e na verificação de componentes aeronáuticos.

This study aimed to develop and structurally evaluate a splice joint for the main wing spar of the Piper PA-38 Tomahawk aircraft using three-dimensional modeling and Finite Element Analysis (FEA). The geometric model was developed in SOLIDWORKS software based on technical information available in aeronautical literature, aircraft manuals, and applicable industry standards. AA2024-T3 aluminum alloy was selected for the spar structure, AA7075-T6 aluminum alloy for the structural joint, and AN4-10A bolts were adopted as fastening elements. The loading condition was defined through an analytical method suitable for the modeled section, using an equivalent force capable of representing the bending moment acting at the wing root. The numerical analysis results identified critical stress concentration regions, mainly located around the fastening holes. The initial joint sizing, obtained through simplified analytical calculations, resulted in a safety factor below the minimum required value, requiring geometric refinement. After increasing the joint thickness, the final configuration achieved a safety factor of approximately 1.54, meeting the structural requirements established for the analyzed loading condition. Furthermore, displacement and strain results demonstrated behavior compatible with elastic structural operation. It is concluded that the adopted methodology successfully validated the proposed structural configuration, highlighting the importance of combining analytical methods and Finite Element Analysis in the design and verification of aeronautical components.