A indústria aeronáutica apresenta-se como uma das indústrias presentes na vanguarda da evolução tecnológica da engenharia. A melhoria continua da integridade estrutural das aeronaves constitui uma prioridade dos engenheiros e investigadores aeronáuticos, principalmente com o surgimento e aumento do uso de novos materiais, como os compósitos. Deste modo, a ligação das estruturas é fundamental para a otimização da sua integridade. As ligações adesivas assumem-se como a alternativa ideal às ligações tradicionais, conseguindo suprimir as desvantagens observadas nas ligações mecânicas mais convencionais. Dito isto, realizou-se na presente dissertação um estudo numérico e experimental em juntas de sobreposição simples com o objetivo de determinar a viabilidade das ligações adesivas aplicadas nas estruturas aeronáuticas. No procedimento experimental, as juntas de sobreposição simples foram solicitadas a carregamentos de tração, utilizando substratos de alumínio 2005-5000 e laminados de compósito com diferentes sequências de empilhamento, coladas pelo adesivo de origem vegetal GreenPoxy 56. O modelo numérico desenvolvido no ANSYS 2022 R2, utilizando o FEA, permitiu a replicação com o maior grau de precisão possível os ensaios de tração. Relativamente à carga de rotura exibida nos ensaios experimentais, as juntas compostas exclusivamente por aderentes de compósito suportaram cargas mais elevadas em comparação com as juntas contendo aderentes de alumínio. Verificou-se falhas adesivas e coesivas nas JSS’s contendo substratos de alumínio e falhas mistas (adesivas, coesivas e rompimento de fibra) nas juntas de laminados de compósito. Embora tenha apresentado limitações em replicar a delaminação observada nas juntas de laminados de compósito, o modelo numérico apresentou percentagens de erro entre 4% e 19% na previsão das cargas de rotura das JSS’s.

The aeronautical industry presents itself as one of the industries at the forefront of the technological evolution of engineering. The continuous improvement of the structural integrity of aircraft is a priority for aeronautical engineers and researchers, especially with the emergence and increased use of new materials, such as composites. In this way, the bonding of structures is fundamental for the optimization of their integrity. Adhesive bonding is assumed to be the ideal alternative to traditional bonding techniques, managing to eliminate the disadvantages observed in older mechanical connections. That said, a numerical and experimental study was carried out in the present dissertation in single lap joints with the objective of determining the viability of the adhesive bonds applied in aeronautical structures. In the experimental procedure, the single lap joints were subjected to tensile loads, using 2005-5000 aluminum substrates and composite laminates with different stacking sequences, bonded by GreenPoxy 56 plant-derived adhesive. The numerical model developed in ANSYS 2022 R2 , using the FEA, allowed the replication of the tensile tests with the highest possible degree of precision. Regarding the maximum tensile loads exhibited in the experimental tests, the joints composed exclusively of composite adherents supported higher loads compared to the joints containing aluminum adherents. Adhesive and cohesive failures were verified in the SLJ's containing aluminum substrates and mixed failures (adhesive, cohesive and fiber breakage) in the joints of composite laminates. Although it had limitations in replicating the delamination observed in composite laminate joints, the numerical model presented error percentages between 4% and 19% predicting the maximum tensile loads of the SLJ's.