Modelo paramétrico utilizando elementos finitos para projeto estrutural da fuselagem de aeronaves convencionais

Abstract

Apresenta-se neste trabalho o desenvolvimento de um modelo paramétrico da estrutura da fuselagem de uma aeronave convencional, baseado nas dimensões do Airbus A320 e implementado no ANSYS APDL. A fuselagem, sendo o elemento principal responsável por acomodar carga, passageiros e equipamentos, exige um projeto estrutural que assegure resistência e eficiência sem peso desnecessário. Com o objetivo de integrar o modelo paramétrico com algoritmos de otimização, utilizou-se o método de elementos finitos para análise do comportamento estrutural da fuselagem sob diferentes condições de carregamento, considerando o alumínio como material base. A modelagem paramétrica permite explorar diferentes configurações estruturais, incluindo variações nas dimensões dos reforçadores e na distribuição dos elementos de reforço, bem como a aplicação de diferentes casos de carregamento. Os resultados obtidos foram considerados coerentes quando submetidos a validação indireta por meio do limite de escoamento do material, comprovando a viabilidade do modelo para uso em futuras otimizações da configuração estrutural de aeronaves convencionais.

This work presents the development of a parametric model of the fuselage structure of a conventional aircraft, based on the dimensions of the Airbus A320 and implemented in ANSYS APDL. The fuselage, being the main element responsible for accommodating cargo, passengers, and equipment, requires a structural design that ensures strength and efficiency without adding unnecessary weight. With the objective of integrating the model into optimization algorithms, the finite element method was used to analyze the structural behavior of the fuselage under different loading conditions, considering aluminum as the base material. The parametric modeling allows the exploration of different structural configurations, such as variations in stiffener dimensions and distribution of reinforcement elements, as well as the application of different load cases. The obtained results were considered consistent when subjected to indirect validation using the material yield limit, proving the feasibility of the model for use in future optimizations of the structural configuration of conventional aircraft.