Porównanie wyników analiz numerycznych i prób wytrzymałościowych demonstratora struktury lotniczej

• Autorzy: Osmęda A.

Identyfikatory

DOI

10.5604/05096669.1222764

Warianty tytułu

EN

Result comparison of numerical analysis and structural tests of aerospace test structure

• Języki publikacji: PL

Abstrakty

PL

Uszkodzenia produkcyjne występujące w strukturach lotniczych wykonanych z kompozytów włóknistych, stanowią istotny problem z punktu widzenia bezpieczeństwa eksploatacji tych struktur. W projekcie TEBUK „Opracowanie technologii badań odporności na uszkodzenia lotniczych i kosmicznych kompozytowych struktur nośnych" prowadzonym w Instytucie Lotnictwa, opracowana została metodyka, która pozwala na przewidywanie rozwoju wad produkcyjnych. Metodyka ta została zwalidowana dla struktury lotniczej. W celu walidacji metody zaproponowanej w ramach projektu został zaprojektowany demonstrator struktury lotniczej, którego struktura była wzorowana na stateczniku poziomym samolotu 1-23 'Manager'. W czasie wytwarzania demonstratora, w jego pokrycie została wprowadzona sztuczna wada produkcyjna - delaminacja. W czasie prób wytrzymałościowych rejestrowano zachowanie się delaminacji i całej struktury za pomocą tensometrów. Równolegle do prób demonstratora zostały przeprowadzone obliczenia z zastosowaniem Metody Elementów Skończonych (MES) dla całej struktury i pozwalające na przewidzenie zachowania się delaminacji. Wyniki otrzymane z symulacji numerycznych zostały porównane z wynikami prób wytrzymałościowych demonstratora. Zgodność między wynikami numerycznymi i wynikami prób demonstratora potwierdziła poprawność obu metod obliczeniowych.

EN

The flaws resulting from the production process of fiber composite aerospace parts constitute a substantial problem for the exploitation safety of the structures. In the project TEBUK 'Development of the technology fortesting the resistance to damage of aviation and space composite load bearing structures', which is carried out in the Institute of Aviation, the methodology which allows to predict the growth of the production flaws has been developed. The methodology was validated for the case of aerospace structure. A test structure referring to 1-23 'Manager' horizontal stabilizer was designed in order to validate the method. An artificial production flaw- delamination, was placed in the test structure skin. During the structural tests the behaviour of the delamination and entire structure was recorded with the use of the strain gauges. In addition to the structural tests the FEM analyses aiming to model the behaviour of the structure and delamination were carried out. The FEM analysis results were compared to the results of the structural tests. The good cosistency between the results of the analyses and tests allowed to confirm the validyty of the analysis methods.

Słowa kluczowe

PL

materiały kompozytowe; delaminacja; próby wytrzymałościowe; metoda elementów skończonych; MES

EN

composite materials; delamination; strength tests; finite element method; FEM

• Wydawca: Wydawnictwa Naukowe Instytutu Lotnictwa
• Czasopismo: Prace Instytutu Lotnictwa
• Rocznik: 2016
• Tom: Nr 3 (244)
• Strony: 123--134
• Opis fizyczny: Bibliogr. 13 poz., rys., tab., wykr.

Twórcy

autor

Osmęda A.

• Centrum Technologii Kompozytowych, Instytut Lotnictwa, Al. Krakowska 110/114, 02-256 Warszawa

Bibliografia

• [1] Simitses, G., Sallam, S. and Yin, W., 1985, "Effect of delamination of axially loaded homogeneous laminated plates", AIAA Journal, 23(9), pp. 1437-1444.
• [2] Turon, A., Camanho, P., Costa, J. and Davila, C, 2006, "A damage model for the simulation of delamination in advanced composites under variable mode loading". Mechanics of Materials, 38(11), pp. 1072-1089.
• [3] Wiśniowski W., 2011, „Sztywność i utrata sztywności konstrukcji lotniczych", Prace Instytutu Lotnictwa, 214, s. 15-23.
• [4] Wiśniowski, W., 2014, „XX lat Programu Samolotów Lekkich i Bezpieczeństwa (PSLiB)", Prace Instytutu Lotnictwa, 3(236), s. 7-25.
• [5] Wiśniowski W., 2014, „Specjalizacje Instytutu Lotnictwa. Przegląd i wnioski", Prace Instytutu Lotnictwa, 2(235), s. 7-16.
• [6] Osmęda, A., 2012, „Analiza wytrzymałościowo-konstrukcyjna demonstratora", Raport wewnętrzny, 05/BU/2012/TEBUK.
• [7] Szałkowski, S., 2015, „Program badań zmęczeniowych i odporności na uszkodzenia demonstratora kompozytowego", Raport wewnętrzny, CBMK/CBMS/13010.44/2/2015.
• [8] Osmęda, A., 2014, „Porównanie wyników próby statycznej demonstratora z wynikami obliczeń MES", Raport wewnętrzny, 11/CNTK/2014.
• [9] Bajurko, P., 2013, „Liniowa analiza wyboczeniowa demonstratora", Raport wewnętrzny, 12/BU/2013/TEBUK.
• [10] Bajurko, P. i Czarnocki, P., 2014, "Numerical and experimental investigations of embedded delamination growth caused by compressive loading". Journal of Theoretical and Applied Mechanics, 52(2), pp. 301-312.
• [11] Bajurko, P., Wilk, J., Szeląg, D. i Czarnocki, P., 2012, "Numerical simulation of fatigue delamination growth under mode I loading conditions". Journal of KONES, 19(2), pp. 17-24.
• [12] Katz, T., 2015, „Badania nieniszczące demonstratora technologii TEBUK, diagnostyka po obciążeniu 173%", Raport wewnętrzny, 11/CKTT/2015.
• [13] Katz, T., 2015, „Badania NDT metodą ultradźwiękową frontu sztucznej delaminacji demonstratora technologii projektu TEBUK po próbach zmęczeniowych", Raport wewnętrzny, 10/CKTT/2015.

Uwagi

PL

Opracowanie ze środków MNiSW w ramach umowy 812/P-DUN/2016 na działalność upowszechniającą naukę