Schlagschädigung und Restfestigkeit von Faserverbunden

Die Entstehung und Ausbreitung von Schäden in Faserverbundwerkstoffen ist zur Zeit Gegenstand intensiver Forschung, denn um Faserverbundwerkstoffe wirtschaftlich einsetzen zu können, ist es erforderlich, die Tragfähigkeit von geschädigten Bauteilen schon in der Entwurfsphase zuverlässig numerisch abzuschätzen, um tragende Bauteile nicht überdimensionieren, bzw. kleine Schäden nicht sofort ausbessern zu müssen. Ein Verfahren zur Impact- und Restfestigkeitsberechnung von Platten, die in Längsrichtung mit Hilfe von Stringern versteift sind, wird vorgestellt. Es wird auf Teststrukturen eines Flugzeugrumpfes angewendet, um diese hinsichtlich ihres Impactverhaltens und der Restfestigkeit nach einem Impact zu berechnen. Um im Entwurfsprozeß schnell zu Ergebnissen zu kommen, ist ein effizientes Verfahren notwendig. Für die verteifte Platte wird ein FE-Modell erstellt, in dem Mindlin-Plattenelemente (mit denen die Querschubeffekte erfasst werden), mit Balkenelementen gekoppelt sind. Die Kopplung zwischen Platte und Impactor erfolgt über das Hertzsche Kontaktgesetz. Zunächst wird in der transienten Impactanalyse ein detaillierter Schadenszustand berechnet, der im Laminat lagenweise Aufschluss über die Verteilung von Delaminationen, Faser- und Matrixbrüchen gibt. Für jede Versagensart kommt ein eigenes Versagenskriterium zur Anwendung. Das Delaminationskriterium basiert auf einer empirisch ermittelten Beziehung. Der Impactanalyse schließt sich eine Restfestigkeitsberechnung an ("compression after impact, CAI"). Im Bereich der Delaminationen wird eine Beulanalyse durchgeführt, wobei deren Form als elliptisch angenommen wird. Der Schadensbereich wird als ein weicher Einschluss (softening inclusion) innerhalb des unbeschädigten Materials modelliert. Dabei wird die Steifigkeit des geschädigten Materials je nach Schadenszustand abgemindert. Nach der Beulanalyse wird die Restfestigkeit des Bauteils unter Benutzung des so genannten "Damage Influence Criterions" berechnet. Die Simulationsberechnungen werden experimentellen Daten gegenübergestellt, die in Zusammenarbeit mit der DASA bei Impacts an 6 CFK-Paneelen gewonnen wurden

Fast Simulation of Static Strength and Dynamic Impact Behaviour of Composite Fuselage Structures

Extending the works of Puck and Cunzte, et al., the so-called "Simple Parabolic Criterion" (SPC) for quasi-static loads has been adapted to orthogonal 3D fibre reinforced plastics consisting of unidirectional layers with high in_plane fibre density and fibre reinforcements orthogonal to the layers with a significant lower fibre density. It is shown, that by fitting the strength parameters to test results, the complete strength spectrum of an additionally orthogonal reinforced unidirectional layer can be simulated with the modified SPC. Using 2-D shell and 1-D beam elements the tool CODAC (Composite Damage Tolerance Analysis Code) is capable of the fast impact simulation of composite stringer-stiffened panels. Contact is modelled with the Hertzian contact law. Several stress based fibre, inter-fibre and delamination failure criteria can be used to predict failure due to low-energy impact, which often is invisible to the naked eye. Good correlation of experimental and simulation results is found for the transient impact response as well as for the delamination damage due to impact loading

Impact Behavior and Residual Strength of Sandwich Structural Elements Under Static and Fatigue Loading

The extent of impact damage in sandwich structures depends on the core material and the stacking sequence of the sandwich skin laminate, the size, mass and velocity of the impactor and on the ability of the component to absorb the shock at the impact point. Because of the complex interaction between these parameters the forecast of the damage and the progress under Tension-Tension (T-T), Tension-Compression (T-C) and Compression-Compression (C-C) fatigue loading is difficult to conduct. Impact damage is most critical, when the skin remains intact. Except of a small dent or blister in the skin surface the impacted zone is often barely visible. Nevertheless, the damage may grow under fatigue loading to a critical size, where the component is endangered. In sandwich structures with foam core a delamination will be detected most likely around the impacted zone between skin and core. The damage progress is triggered by the local buckling of the delaminated skin layer. In structures with Honeycomb core delaminations are hardly detected after impact (see Figure 1). The core is crumpled in the vicinity of the impacted zone and the elastic support of the skin layers is reduced. Under compressive loading the core shrinks in thickness direction and the skin layer may buckle in core directio