The issue of residual strength tests on thin fibre metal laminates

• Autorzy: Jakubczak P. , Bieniaś J. , Dadej K. , Zawiejski W.

Warianty tytułu

PL

Problematyka badań wytrzymałości zredukowanej cienkich laminatów metalowo-włóknistych

• Języki publikacji: EN

Abstrakty

EN

Modern aircraft structures contain sheathing elements which are supposed to not only carry loads, e.g static ones, but also at the same time possess resistance to corrosion or dynamic impact. As a consequence, new kinds of hybrid materials, e.g fibre metal laminates, were created. They combine the mechanical and physical properties of various materials. Until now, the most common and widespread structures are GLARE® laminates (aluminium/glass-epoxy composites), characterised by high fatigue and static properties, as well as by impact resistance. The concurrent influence of many negative factors during exploitation causes a gradual decrease in the functional properties of these materials. One of the factors affecting e.g. static strength is low-velocity impact. Low-velocity impact often leads to macroscopically invisible damage of the composite structure, with delaminations and ply cracking occurring during impact energy absorption. Fibre metal laminates possess a much better dynamic load-carrying capacity, limiting negative ply cracking in the composite and absorbing some impact energy through elastic-plastic deformation. In order to assess the influence of low-velocity impact on the residual strength of composite materials, Compression After Impact (CAI) tests are carried out. Normalised CAI testing is used for classic 5 mm thick composite structures. However, as the literature suggests, it is not effective in the case of fibre metal laminates, particularly those with a thickness more then 1.1 mm. The work presents an analysis of the possibility of conducting an effective (ensuring valid assessment of strength reduction) CAI test for 1.5 mm thick FML panels after dynamic impact. An alternative workstation construction was proposed, and simulations and experimental verifications were conducted. It was observed that a solution based on the ASTM standard does not apply to thin FML laminated panels. Deformation of the specimen occurs in areas located far from the impact site. As a consequence, the strength values differ neither for plates with impact-induced damage nor ones without it. The proposed alternative holder construction for compression after impact of thin fibre metal laminates plates testing eliminates premature material damage. On the basis of the conducted numerical simulations, it was stated that using the ASTM holder for CAI test leads to the occurrence of the first buckling mode in the damage area, with stress concentration in its vicinity. Such a form of deformation may allow one to correctly assess the influence of impact damage on FML composites.

PL

Współczesne struktury lotnicze zawierają w sobie elementy pokryciowe, które mają za zadanie przenosić obciążenia m.in. statyczne, a przy tym być odporne na korozję czy uderzenia dynamiczne (impact). W związku z tym opracowano nowoczesne materiały hybrydowe, m.in. laminaty metalowo-włókniste, łączące w sobie właściwości różnych materiałów pod względem właściwości fizycznych i mechanicznych. Najpowszechniej znane i stosowane są dotychczas laminaty typu GLARE® (aluminium/kompozyt epoksydowo-szklany), które charakteryzują się wysokimi właściwościami np. zmęczeniowymi, statycznymi i odpornością na uderzenia typu impact. Jednoczesne oddziaływanie wielu negatywnych czynników w czasie eksploatacji sprawia, że parametry użytkowe tych materiałów stopniowo maleją. Jednym z czynników obniżających np. wytrzymałość statyczną jest oddziaływanie dynamiczne o niskiej prędkości. Uderzenia typu impact o niskiej prędkości często powoduje niewidoczne makroskopowo uszkodzenie struktury kompozytowej, która, absorbując energię uderzenia, ulega licznym rozwarstwieniom i pęknięciom osnowy. Laminaty metalowo-włókniste znacznie lepiej przenoszą obciążenia dynamiczne, ograniczając niekorzystne powstawanie pęknięć osnowy kompozytu, m.in. przez absorpcję części energii uderzenia na odkształcenie sprężysto-plastyczne. W celu oceny wpływu uderzeń typu impact na wytrzymałość materiałów, np. kompozytowych, prowadzi się badania m.in. ściskania osiowego płyt po uderzeniu (Compression After Impact). Znormalizowana próba CAI dotyczy klasycznych struktur kompozytowych o grubości około 5 mm. Jak wynika z literatury, nie jest jednak skuteczna w przypadku laminatów metalowo-włóknistych, szczególnie tych o grubościach od 1,1 mm. W pracy przedstawiono analizę możliwości prowadzenia efektywnej (zapewniającej prawidłową ocenę redukcji wytrzymałości) próby ściskania osiowego płyt FML o grubości 1,5 mm po uderzeniach dynamicznych. Zaproponowano własną konstrukcję stanowiska do badań oraz przeprowadzono symulację i weryfikację eksperymentalną. Zauważono, że rozwiązanie opracowane w normie ASTM nie sprawdza się w przypadku cienkich płyt FML. Następuje odkształcenie próbki w strefie oddalonej od miejsca uderzenia. W rezultacie wartości wytrzymałości nie różnią się względem siebie dla płyt bez uderzenia i po uderzeniu. Zaproponowana alternatywna konstrukcja uchwytu do realizacji testów CAI laminatów metalowo-włóknistych po uderzeniach dynamicznych eliminuje przedwczesne uszkodzenie materiału. Na podstawie przeprowadzonych symulacji numerycznych stwierdzono, że zastosowanie tego uchwytu prowadzi do wyboczenia materiału (pierwsza postać wyboczenia) w obszarze uszkodzenia, koncentrując naprężenia w jego okolicy. Taka forma odkształcenia może pozwolić prawidłowo ocenić wpływ uszkodzeń po uderzeniach na wytrzymałość kompozytów typu FML.

Słowa kluczowe

EN

fibre metal laminates; low-velocity impact; residual strength; Compression After Impact

PL

laminaty metalowo-włókniste; obciążenia dynamiczne; wytrzymałość zredukowana; ściskanie po uderzeniu

• Wydawca: Polskie Towarzystwo Materiałów Kompozytowych
• Czasopismo: Composites Theory and Practice
• Rocznik: 2014
• Tom: R. 14, nr 3
• Strony: 134--138
• Opis fizyczny: Bibliogr. 17 poz., rys.

Twórcy

autor

Jakubczak P.

• Lublin University of Technology, Faculty of Mechanical Engineering, Department of Materials Engineering, ul. Nadbystrzycka 36, 20-618 Lublin, Poland

autor

Bieniaś J.

• Lublin University of Technology, Faculty of Mechanical Engineering, Department of Materials Engineering, ul. Nadbystrzycka 36, 20-618 Lublin, Poland

autor

Dadej K.

• Lublin University of Technology, Faculty of Mechanical Engineering, Department of Materials Engineering, ul. Nadbystrzycka 36, 20-618 Lublin, Poland

autor

Zawiejski W.

• Institute of Aviation, al. Krakowska 110/114, 02-256 Warsaw, Poland

Bibliografia

• [1] Surowska B., Functional and hybrid materials in air transport, Maintenance and Reliability 2008, 3, 30-40.
• [2] Vlot A., Gunnink J.W., Fiber Metal Laminates, Kluwer Academic Publishers, Dordrecht 2001.
• [3] Vogelesang L.B., Vlot A., Development of fibre metal laminates for advanced aerospace structures, Journal of Materials Processing Technology 2000, 103, 1-5.
• [4] Wu G., Yang J.-M., The mechanical behavior of GLARE Laminates for aircraft structures, JOM 2005, January, 72-79.
• [5] Sanchez-Saez S., Barbero E., Zaera R., Navarro C., Compression after impact of thin composite laminates, Composite Science and Technology 2005, 65, 13, 1911-1919.
• [6] Richardson M.O.W., Wisheart M.J., Review of low-velocity impact properties of composite materials, Composites 1996, Part A 27A, 1123-1131.
• [7] Dragan K, Bieniaś J, Leski A., Inspection methods for quality control of fibre metal laminates (FML) in the aerospace components, XVI Seminarium Kompozyty 2012 - Teoria i praktyka, Poraj 2012.
• [8] ASTM D7137, Standard Test Method for Compressive Residual Strength Properties of Damaged Polymer Matrix Composite Plates 1, Book of Standards, Volume 15.03, 2005.
• [9] Nettles A.T., Hodge A.J., Compression after impact testing of thin composite materials, Proceedings of the 23rd International SAMPE Technical Conference, USA, 1991, 177-183.
• [10] Bieniaś J., Fiber Metal Laminates - some aspects of manufacturing process, structure and selected properties, Composites 2011, 11(1), 39-43.
• [11] ASTM D7136, Standard Test Method for Measuring the Damage Resistance of a Fiber-Reinforced-Polymer Matrix Composites to a Drop-Weight Impact event, Book of Standards, Volume 15.03, 2005.
• [12] Prichard J.C., Hogg P.J., The role of impact damage in post impact compression testing, Composites 1990, 21(6), 503, 11.
• [13] Priyanka D., Mittal N.D., Buckling behavior of an orthotropic composite laminate using finite element analysis, International Journal of Scientific Engineering and Technology 2012, 1, 4, 93-95.
• [14] Hsuan-Teh H., Buckling analyses of fiber-composite laminate plates with material nonlinearity, Finite Elements in Analysis and Design 1995, 19, 169-179.
• [15] M Mohan K., Colins V.J., Lakshminarayana N., Puneeth B.M., Nagabhushana M., Buckling analysis of woven glass epoxy laminated composite plate, American Journal of Engineering Research 2013, 02, 07, 33-40.
• [16] Lee J., Soutis C., Kong C., Prediction of compression-after-impact (CAI) strength of CFRP laminated composites, 18th International Conference on Composite Materials, Edinburgh 27-31, 2009.
• [17] Nagendra S.G., Nagendra K.M., Rakesh K.Y., Linear buckling analysis of laminated composite plate, International Journal of Engineering Science & Advanced Technology 2012, 2, 4, 886-891.