VBO preimpregnats : an opportunity for S&M aircraft manufacturers

W artykule przedstawiono szereg problemów związanych z wytwarzaniem kompozytowych elementów struktury płatowca wykonanych z tradycyjnych preimpregnatów utwardzanych w autoklawie i nowej generacji, które mogą być utwardzane w piecu. Przedstawiona problematyka dotyczyła zarówno bezpośrednio procesu fabrykacyjnego jak i kosztów oprzyrządowania. Wysunięto przypuszczenie, iż wykorzystanie preimpregnatów nowej generacji, utwardzanych poza autoklawem stwarza małym i średnim firmom lotniczym możliwość wytwarzania kompozytowych zespołów płatowca w standardach dających im szansę na pełnienie roli podwykonawców dużych wytwórni lotniczych.Several problems concerning manufacturing of composite parts made of autoclave prepregs and VBO ones were presented and discussed from the point of view of manufacturing processes and investments, and production costs. It was suggested that VBO prepregs offer an opportunity to the S&M enterprises of being subcontractors to the big aircraft companies or manufacture aircraft composite parts of high quality on their own

Numerical and experimental investigations of embedded delamination growth caused by compressive loading

The paper deals with growth analysis of initially circular delaminations embedded in carbon-epoxy laminate plates subjected to compressive loading. Three different reinforcement lay-ups yielding different elastic laminate properties were considered. The numerical results were supplemented with experimental ones. The reasonably good agreement between the numerical predictions and experimental results was found. It was shown that variation in elastic properties of sub-laminates separated by delaminations significantly affected the way the delaminations propagated

Load capacity and failure modes of non-adhesive metal-composite joint serving the purpose of introducing concentrated loads in composite structures made with carbon fibre prepregs

W celu poznania nośności statycznej, przebiegu zmian sztywności oraz postaci zniszczenia bezadhezyjnego połączenia metal-kompozyt (BPMK), stanowiącego węzeł do wprowadzania obciążeń skupionych w powłoki nośne wykonane z preimpregnatów węglowych w technologii VBO (Vacuum-Bag-Only), przeprowadzono próby nośności elementu badawczego modelującego fragment struktury nośnej płatowca. Wyniki porównywano z wynikami uzyskiwanymi dla takiego samego węzła z kompozytem wykonanym techniką przesycania kontaktowego. Mimo lepszych własności wytrzymałościowych preimpregnatu nośność BPMK dla tego surowca okazała się nieco niższa w stosunku do rozwiązania referencyjnego. Prawdopodobną tego przyczyną jest większa koncentracja naprężeń normalnych oraz stycznych wynikająca z różnić w objętościowym udziale zbrojenia oraz sposobie formowania laminatu w obu porównywanych przypadkach. Badania metodą tomografii komputerowej wykazały, iż zniszczenie laminatu zaczyna się po stronie ściskanej węzła.Test were carried out to determine the load capacity, stiffness changes and failure modes of the non-adhesive metal-composite joint used for application of concentrated loads to composite shell structures made of carbon-epoxy VBO (Vacuum-Bag-Only) prepregs. These test results were compared against those obtained for similar joint designed for application of concentrated load to composite shell structure made with wet lay-up method. In spite of better mechanical properties of composite made with prepregs the load capacity of the former was slightly lower than that of the latter. The reasons for this can be higher normal and shear stress concentrations resulting from the difference in fibre volume fraction and the way the reinforcement layers were laid down. The results of CT (Computed Tomography) inspection indicated that the laminate failure initiated in the region of structure subjected to compression

Numerical simulation of delamination growth due to cyclic loading

Przedstawiono uproszczoną procedurę numerycznego symulowania rozwoju delaminacji z wykorzystaniem MES, w warunkach 1 sposobu pękania, pod działaniem obciążenia cyklicznego. Uproszczenie polegało na ograniczeniu procesu degradacji zmęczeniowej materiału do jednego elementu, bezpośrednio sąsiadującego z czołem rozwarstwienia. Otrzymane wyniki w niewielkim stopniu odbiegały od wyników badań zmeczeniowych.Simplified procedure taking advantage of FEM for simulation of delamination growth due to Mode I cycling loading is presented. The simplification consisted in restricting effect of fatigue load to one element that was next to the dealmination front only. The discrepancy between the numerical and experimental results was not significant

Numerical simulation of fatigue delamination growth under mode I loading conditions

Delaminations are common defects that deteriorate strength of laminates. Delaminations can arise in the course of manufacturing due to faulty fabrication process or can result from low energy impacts, (e.g. FOD), that can take place in service. Once a delamination has been detected, a question will arise whether the defective component can still stay in service or should be immediately repaired or replaced. Before the decision is made, one of the factors that must be considered is a possible delamination growth rate under the expected service cyclic loading. One of the most effective tools that help to answer this question is a numerical simulation of delamination growth. Relatively easy way to simulate fatigue delamination growth under Mode I loading conditions is presented. The a=f(n) relationship was simulated. The simulation was performed with the help of FEM. The delamination extension resulted from gradual reduction in the stiffness of cohesive elements of length t that were located along the expected delamination path. It was assumed that the delamination would extend by delta a=t if the cohesive element stiffness dropped to 0. The applied degradation procedure of the initial mechanical properties of the cohesive elements was based on Paris low. For each delamination, extension increment the degradation process was limited to the cohesive element adjacent to the delamination front. In case of laminates, so far, there is no standard procedure available to determine Paris low and the one used to determine it for the purpose of the simulation performed is presented, as well. The simulation was ended when the number of cycles simulated exceeded 1000 000. The numerical results were verified against the experimental ones resulting from the four specimens tested and a satisfactory agreement was found. The difference between the a=f(n) relationship obtained by the simulation and the one being the average of the four tests was smaller than the scatter of the tests results

Modified method for determination of ParisErdogen relatIonship for mode I cyclic Delamination of carbon-epoxy laminate

W związku z brakiem ogólnie przyjętej standardowej procedury wyznaczania odporności na rozwarstwienia laminatów ze spoiwem polimerowym, w pracy do tego celu adaptowano normę ASTM E647. Dla uniknięcia konieczności bezpośredniego monitorowania rozwoju rozwarstwienia zaproponowano modyfikację wymagań tej normy, polegające na wyznaczaniu długości rozwarstwienia na podstawie zmian podatności próbki. Wyniki wskazują, iż jest to możliwe, jednak w celu podwyższenia ich wiarygodności konieczne jest wykonanie interlaboratoryjnych badań na obszerniejszej partii próbek, wykonanych ze zróżnicowanych materiałów.Designed for metals ASTM E647 standard test procedure was adapted for determination of Paris-Erdogen relationship for carbon-epoxy laminate. To eliminate the need for continuous monitoring of delamination growth during the test the new procedure was applied that takes advantage of compliance changes resulting from delamination growth. The test results indicate that such a procedure is promising one however additional interlaboratory test should be carried out with the use of larger number of specimens made of various laminates to enhance reliability of the procedure

Resistance of carbon-epoxy laminatete against mode I cyclic delamination

Przeprowadzone badania dotyczą odporności laminatu węglowo-epoksydowego o wzmocnieniu z jednokierunkowej z taśmy KDU1007 wykonywanego techniką "na mokro" na propagacje rozwarstwień w warunkach obciążeń cyklicznych, w warunkach I sposobu pękania, dla R = 0.5 i G max= 0.9 Gc . Z badań otrzymano następujące wyniki: wartości progowa i krytyczna współczynnika uwalniania energii wynoszą odpowiednio 0.145 i 0.275 N/mmm natomiast równanie Parisa przyjmuje postać da/dn = 10 6.404 G 15.977. Wyniki te są rezultatem przyjęcia do obliczeń obserwowanej długości rozwarstwienia a vis. Uzupełniono je o analogiczne wyniki uzyskane przez przyjęcie do obliczeń długości rozwarstwienia wynikającej ze zmian podatności próbki. Są to Gth = 0.15 N/mm, Gc = 0.275 n/mm i zależność da/ dn = 10 7.475 G 17.553.Carbon-epoxy laminate reinforced with KO111007 UD carbon fabric was tested to determine the laminate resistance against Mode I delamination due to cyclic loading. The laminate was made with the use of hand wet lay-up method. The tests ware carried out under displacement controlled conditions for R = 0.5 and G max = 0.9 G1c. The following results were obtained: Gth = 145 N/mm, GIc = 0.275 N/mm, and Paris low of the form da/dn = 10 6.404G 15.977 for visual assessment of the delamination extension, and G th = 0.15 N/mm , Gc =0.275 N/mm and Paris low of the form da/dn = 10 7.475 G 17.553 for compliance changes based assessment of delamination extension

Definition of ultimate load including capability of quality control methods

Zaproponowano niekonwencjonalną procedurę definiowania obciążenia niszczącego w odniesieniu do bezadhezyjnego połączenia metal-kompozyt, możliwą do zaakceptowania w procesie dowodowym zdolności do lotu statku powietrznego. Proponowany sposób postępowania bazuje na możliwościach rutynowych metod kontroli jakości i uwzględnia ich ograniczenia. Pokazano także powiązania istniejące między możliwościami diagnostycznymi wykorzystywanych metod, a wartością obciążenia niszczącego.Non-conventional procedure for defining limit load of non-adhesive metal-composite joint was proposed. This procedure could be used to show compliance of the joint with the airworthiness requirements. The procedure is based on the routine quality control methods and accounts for their limitations. Also, connections between the capacity of quality control methods and value of limit load were indicated