Modelling of the aerospace structure demonstrator subcomponent

• Autorzy: Bajurko Piotr

Identyfikatory

DOI

10.2478/TAR-2019-0004

Warianty tytułu

PL

Modelowanie subkomponentu demonstratora struktury lotniczej

• Języki publikacji: EN

Abstrakty

EN

Carbon-epoxy composite materials, due to their high strength in relation to mass, are increasingly used in the construction of aircraft structures, however, they are susceptible to a number of damages. One of the most common is delamination, which is a serious problem in the context of safe operation of such structures. As part of the TEBUK project, the Institute of Aviation has developed a methodology for forecasting the propagation of delamination. In order to validate the proposed method, an aerial structure demonstrator, modelled on the horizontal stabilizer of the I-23 Manager aircraft, was carried out. However, in order to carry out the validation, it was necessary to "simplify" the demonstrator model. The paper presents a numerical analysis conducted in order to separate from the TEBUK demonstrator model a fragment of the structure, which was used to study the delamination area, as an equivalent of the whole demonstrator. Subcomponent selection was carried out in several stages, narrowing down the analysed area covering delamination in subsequent steps and verifying the compliance of specific parameters with the same parameters obtained in a full demonstrator model. The parameters compared were: energy release rate values on the delamination front line and strain values in the delamination area. The numerical analyses presented in the paper were performed with the use of the MSC.Marc/Mentat calculation package. As a result of the analyses, a fragment of the structure was selected, which allows to significantly reduce the time and labour consumption of the production of the studied object, as well as to facilitate experimental research.

PL

Węglowo-epoksydowe materiały kompozytowe ze względu na ich wysoką wytrzymałość w stosunku do masy są coraz częściej wykorzystywane do budowy struktur lotniczych, są jednak podatne na szereg uszkodzeń. Jednym z najczęściej spotykanych jest delaminacja, która stanowi poważny problem w kontekście bezpieczeństwa eksploatacji takich struktur. W Instytucie Lotnictwa w ramach projektu TEBUK opracowano metodykę, pozwalającą prognozować propagację rozwarstwień. W celu walidacji zaproponowanej metody wykonano demonstrator struktury lotniczej, wzorowany na stateczniku poziomym samolotu I-23 Manager. Jednak do wykonania walidacji niezbędne okazało się „uproszczenie” modelu demonstratora. W artykule przedstawiono analizę numeryczną, przeprowadzoną w celu wyodrębnienia z modelu demonstratora TEBUK fragmentu struktury, który wykorzystano do badania obszaru delaminacji, jako ekwiwalent całego demonstratora. Wytypowanie subkomponentu przeprowadzono w kilku etapach, zawężając w kolejnych krokach analizowany obszar obejmujący delaminację i weryfikując zgodność określonych parametrów z tożsamymi parametrami uzyskanymi w modelu pełnego demonstratora. Porównywanymi parametrami były: wartości współczynnika uwalniania energii (WUE) na linii frontu delaminacji oraz wartości odkształceń w obszarze delaminacji. Prezentowane w pracy analizy numeryczne wykonano za pomocą pakietu obliczeniowego MSC.Marc/Mentat. W rezultacie przeprowadzonych analiz wytypowano fragment struktury pozwalający w znacznym stopniu ograniczyć czasochłonność i pracochłonność wytwarzania badanego obiektu, a także ułatwić przeprowadzenie badań eksperymentalnych.

Słowa kluczowe

EN

FEM; delamination; buckling; carbon-epoxy composite

PL

MES; delaminacja; wyboczenie; kompozyt węglowo-epoksydowy

• Wydawca: Wydawnictwa Naukowe Sieci Badawczej Łukasiewicz - Instytutu Lotnictwa
• Czasopismo: Transactions on Aerospace Research
• Rocznik: 2019
• Tom: Nr 1 (254)
• Strony: 37--52
• Opis fizyczny: Bibliogr. 26 poz., rys., tab., wykr., wzory

Twórcy

autor

Bajurko Piotr

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

Bibliografia

• [1] Heslehurst, R. B., 2014 , Defects and Damage in Composite Materials and Structures, CRC Press.
• [2] Deborah D. L. C., 2010, Composite Materials, Science and Applications, 2nd Edition, Springer, New York, London.
• [3] Barbero E. J., 2010, Introduction to composite material design, Taylor & Francis.
• [4] Epaarachchi, J. A., Kahandawa, G. C., 2016, Structural Health Monitoring Technologies and Next-Generation Smart Composite Structures, CRC Press.
• [5] Tomblin, J., Seneviratne, W., 2011, Determining the Fatigue Life of Composite Aircraft Structures Using Life and Load-Enhancement Factors, Air Traffic Organization NextGen & Operations Planning Office of Research and Technology Development Washington, DC 20591.
• [6] Chlebus, E., 2000, Techniki komputerowe CAx w inżynierii produkcji. Wydawnictwa Naukowo-Techniczne.
• [7] Sarkar, J., 2017, Computer Aided Design: A Conceptual Approach, CRC Press.
• [8] Rakowski, G., Kacprzyk, Z., 2005, Metoda elementów skończonych w mechanice konstrukcji, Oficyna Wydawnicza Politechniki Warszawskiej, Warszawa.
• [9] Akin J. E., 1982, Application and the implementation of finite element methods, Academic Press, New York.
• [10] Rugarli, P., 2010, Structural Analysis with Finite Elements, Thomas Telford.
• [11] Krueger, R., 2004, „Virtual crack closure technique: History, approach, and applications,” Appl. Mech., 57(2), pp. 109-143.
• [12] Dobrzański, P., 2016, „Modelowanie strefy kohezyjnej”, Prace Instytutu Lotnictwa, 2(243). s. 170-186.
• [13] Allix, O., Ladeveze, P., 1992, Interlaminar interface modelling for the prediction of delamination. Composite Structures, 22(4):235-242, 1992.
• [14] Alfano, G., Crisfield, M. A., 2001, Finite element interface models for the delamination analysis of laminated composites: mechanical and computational issues. International Journal for Numerical Methods in Engineering, 50(7):1701-1736.
• [15] 2014, „Marc user’s Manual, Volume A: Theory and User Information”.
• [16] Królikiewicz, T., 2006, „Samoloty i śmigłowce Instytutu Lotnictwa. Samoloty dyspozycyjne. Ostatnie projekty.”. Lotnictwo nr 5.
• [17] Wiśniowski, W., 2014, "XX lat Programu Samolotów Lekkich I Bezpieczeństwa (PSLIB)", Prace Instytutu Lotnictwa 3(236). s. 7-25.
• [18] Osmęda, A., 2012, Analiza wytrzymałościowo-konstrukcyjna demonstratora, Raport wewnętrzny, 05/BU/2012/TEBUK, Instytut Lotnictwa, Warszawa.
• [19] Osmęda, A., 2016, “Porównanie wyników analiz numerycznych i prób wytrzymałościowych demonstratora struktury lotniczej”, Prace Instytutu Lotnictwa, 3(244). s. 123-134.
• [20] Bajurko, P., 2015, Modelowanie subkomponentu demonstratora TEBUK, Raport wewnętrzny 68/LK/2015/TEBUK, Instytut Lotnictwa, Warszawa.
• [21] Bajurko, P., 2013, „Liniowa analiza wyboczeniowa demonstratora TEBUK”, Raport wewnętrzny, 12/BU/2013/TEBUK, Instytut Lotnictwa, Warszawa.
• [22] Bajurko, P., 2013, „Obliczeniowa analiza wytrzymałości statycznej demonstratora TEBUK”, Raport wewnętrzny 17/BU/2013/TEBUK, Instytut Lotnictwa, Warszawa.
• [23] 2014, „Marc user’s Manual, Volume B: Element Library”
• [24] Bajurko, P., Wilk, J., Szeląg, D., and Czarnocki, P., 2014, “Numerical modeling of delamination growth in composite plates,” Shell Structures, Theory and Applications, CRS Press, Gdańsk, pp. 373-376.
• [25] Bajurko, P., and 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.
• [26] Wilk, J., 2015, “Assessing the hazard of delamination propagation in composites using numerical analysis,” Composites Theory and Practice, R. 15, nr 1, pp. 34-38.

Uwagi

PL

Opracowanie rekordu w ramach umowy 509/P-DUN/2018 ze środków MNiSW przeznaczonych na działalność upowszechniającą naukę (2019).