Fractografia de compósito estrutural aeronáutico submetido à caracterização de tenacidade à fratura interlaminar em modo I Fractography of aeronautical composite structures submitted to mode I interlaminar fracture toughness characterization

Muitos componentes das modernas aeronaves estão sendo manufaturados em compósitos poliméricos. Laminados de resina epóxi modificada reforçada com fibras de carbono contínuas são empregados em estruturas primárias e secundárias para reduzir o peso e melhorar o desempenho operacional. Porém, se ocorrer uma falha circunstancial, o processo de fratura desses laminados é complexo e pode envolver mecanismos de danos interlaminares. A delaminação é a descontinuidade interlaminar que pode se propagar de forma catastrófica com a aplicação de cargas mecânicas. O ensaio de corpos de prova denominado de Double Cantilever Beam (DCB) é o método mais utilizado para determinar a tenacidade à fratura em Modo I de compósitos estruturais. Neste trabalho, amostras preparadas de um laminado de tecido bidirecional, estilo plain weave, foram submetidas ao carregamento estático de delaminação em Modo I, à temperatura ambiente. A análise fractográfica das superfícies delaminadas foi realizada por microscopia eletrônica de varredura. Os resultados mostram que o processo de fratura se inicia nas bolsas de resina após um inserto de Teflon® e se propaga ao longo das regiões ricas em resina posicionadas nos interstícios de entrelaçamento das mechas da trama e da urdidura. Os principais aspectos fractográficos revelados são identificados, documentados e discutidos neste trabalho.<br>Many components of modern aircrafts are now manufactured from polymer composites. Reinforced laminates with continuous carbon fibers and modified epoxy resin are employed in primary and secondary structures to reduce weight and improve the aircraft performance. However, if a circumstantial failure happens, the complex fracture process of the laminates may involve interlaminar damage mechanisms. The delamination is the interlaminar discontinuity which may propagate catastrophically with the application of mechanical loads. The Double Cantilever Beam (DCB) is the most used method to determine the Mode I fracture toughness of structural composites. In this work samples prepared from a plain weave fabric laminate were submitted to Mode I delamination under static load at room temperature. The analysis of the delaminated surfaces was performed with scanning electron microscopy (SEM). The results show that the fracture process initiates at the resin pockets after a Teflon® insert and propagates along the resin rich areas at the crossing of weft and warp tows. The main fractographical aspects revealed are identified, reported and discussed

Fractografia de compósito estrutural aeronáutico submetido ao ensaio de tenacidade à fratura interlaminar em Modo II

A fractografia consiste no estudo detalhado da morfologia da superfície de fratura de materiais. Para isto, a técnica de microscopia eletrônica de varredura (MEV) é usualmente utilizada para determinar a causa de falha e a relação do modo de falha com a microestrutura do material em análise. Essas informações permitem estabelecer analogia entre estrutura, propriedade e processamento do material com a iniciação e a propagação da falha. Neste estudo, a análise fractográfica é utilizada para investigar os aspectos que caracterizaram a falha por delaminação em Modo II de laminados poliméricos de uso estrutural. Para isto, espécimes com um inserto de Teflon® introduzido no plano médio de uma das extremidades do laminado (End-Notched) foram submetidos ao ensaio de carregamento em flexão em quatro pontos. Os espécimes foram preparados a partir de um laminado fabricado em autoclave, com camadas (0º, 90º) de material pré-impregnado de tecido bidirecional em estilo plain weave de fibras de carbono IM7/resina epóxi M21. Os resultados da análise mostram que a superfície de fratura é muito irregular, com a visualização de fibras e impressões de fibras na matriz. Aspectos fractográficos de cúspides e formatos de concha, originados durante o cisalhamento da matriz polimérica, são também observados

Análisis de pos pandeo en paneles laminados de materiales compuestos

En este trabajo se propone la investigación experimental del comportamiento estructural de paneles reforzados laminados en materiales compuestos sujetos a cargas de cizallamiento en el plano. El objetivo es desarrollar un ensayo capaz de caracterizar el comportamiento en el régimen de pos pandeo de paneles reforzados sujetos a cargas de cizallamiento en el plano, proyectar el dispositivo de ensayo y cuantificar los desplazamientos fuera del plano del panel en pos pandeo utilizando instrumentos ópticos sin contacto (topogrametria). Una metodología de ensayo será propuesta con la finalidad de obtener resultados confiables y reproducibles. Serán establecidos: cuerpo de prueba, mecanismo de ensayo, instrumentación, metodología de adquisición y análisis de los resultados adquiridos. Resultados preliminares con la configuración estudiada indican que paneles reforzados laminados en materiales compuestos sujetos a cargas de cizallamiento en el plano tienen una considerable capacidad de carga pos pandeo.Facultad de Ingenierí

A numerical model for bird strike simulations in composite aerostructures

The present paper describes the implementation of an improved damage mechanics based material model combined with an equation of state to simúlate the progressive failure in composite aerostructures subjected to bird strike loading. A series of bird strike impacts on flat panels fabricated from low cosí woven glass composite materials are used to valídate the material model for practical composite component applications. The panels are modelled with shell elements only. The proposed material model can capture the strain rate enhancement to strength and strain in shear observed in composite materials. A hydrodynamic model for the bird, based on 90% water and 10% air, is derived to represent the behaviour of the bird for all impact scenarios considered. The bird is heterogeneous in nature. However, a uniform material behaviour is assumed with a geometry based on a 2:1 length to diameter ratio with a cylindrical body and spherical end caps using Lagragian mesh. Appropriate contact definitions are used between the bird and the composite panel. The simulations results are compared to experimental results and conclusions drawn.Facultad de Ingenierí