Wyniki wyszukiwania - BazTech

1

Fractography of interlaminar fracture of GF/epoxy laminates reinforced with fabrics

Czarnocki P.

Composites Theory and Practice

|

2017

|

R. 17, nr 3

156--161

EN

Fractographic examination of laminates reinforced with 2x2 twill fabric were carried out. Two reinforcement configurations relative to the global direction of delamination growth (GDDG) were considered: warp/weft tows parallel to the GDDG and warp and weft tows aligned at 45° with it. It was found that unlike for UD reinforcement, pure global Mode I and Mode II loadings resulted in local fractures typical for mixed mode I/II loading for both the global loading modes and reinforcement orientations. The possible reasons for such fractures were provided with the help of simplified qualitative stress analysis.

PL

Przedstawiono wyniki badań fraktograficznych pęknięć międzywarstwowych (delaminacji) laminatu szklano/epoksydowego, wzmocnionego tkaniną o splocie diagonalnym. Badane pęknięcia powstały w wyniku obciążania próbek belkowych w konfiguracji zdwojonej belki wysięgnikowej, powodującej I sposób pękania (ISP), oraz konfiguracji trzypunktowego zginania belki z rozdwojonym końcem, powodującej II sposób pękania (IISP). W celu jaśniejszego uzasadnienia interpretacji przedstawianych przełomów scharakteryzowano uprzednio przełomy laminatu zbrojonego jednokierunkowo, spowodowane wyłącznie I i II sposobem pękania. Istnieje szereg odnośnych publikacji i charakterystyczne cechy takich przełomów, pozwalające na pewną, jednoznaczną identyfikację sposobu pękania i związanego z nim mikromechanizmu, są dobrze udokumentowane. Wyniki badań pęknięć międzywarstwowych laminatów wzmocnionych tkaninami wykazały, że powierzchnia pęknięcia jest pofalowana, co jest wynikiem przeplotów wiązek włókien stanowiących watek i osnowę. Badania przeprowadzone za pomocą mikroskopu skaningowego wykazały, iż w przypadkach obu konfiguracji wzmocnienia i obu globalnych sposobów pękania, lokalnie, występowały przełomy, w których równolegle pojawiły się cechy charakterystyczne dla I i II sposobu pękania. Proporcje mikroprzełomów charakterystycznych dla obu sposobów pękania były różne dla różnych obszarów wiązek włókien i wiązało się to z różnicami w lokalnym ich nachyleniu w stosunku do środkowej płaszczyzny próbek, w otoczeniu której powinno istnieć jedynie naprężenie normalne lub styczne, zależnie od globalnego sposobu pękania. Na kilku przykładach zademonstrowano możliwości dedukcji lokalnego kierunku rozwoju peknięcia, wykorzystując charakterystyczne cechy pęknięć. Jakościowa analiza proporcji składowych tensora naprężenia, uwzględniająca lokalne, maksymalne zmiany nachylenia powierzchni pęknięcia, oszacowane na około 15º, dostarczyła przesłanek umożliwiających wyjaśnienie lokalnego, równoległego występowania cech I i II sposobu pękania. Stwierdzono, iż nawet niewielkie zmiany nachylenia powierzchni pęknięcia powodują pojawienie się znaczącej składowej normalnej i stycznej tensora naprężenia, co tłumaczy występowanie mieszanego sposobu pękania.

2

Wing-to-fuselage attachment fitting for composite airframes : experimental and finite element analysis

Tomasiewicz J., Czarnocki P.

Composites Theory and Practice

|

2016

|

R. 16, nr 2

61--66

EN

The design of a wing-to-fuselage attachment fitting for composite airframes is a considerable problem since it involves the application of point load to a laminate displaying a relatively low bearing strength. Nowadays the majority of composite airframes are made with the use of CF preimpregnates which make the solution to this problem even more involving. Recently, a new manufacturing technique has been developed that allows for the fabrication of a non-adhesive metal-composite joint especially designed to be used as wing-to-fuselage attachment fittings in the case of composite airframes made with VBO prepregs. In the body of the paper, first, a concise description of the manufacturing process of such a joint was provided, next, numerical stress analysis of the joint supplemented with experimental results was given. The experimental work concerned strain distribution and damage assessment investigated with the help of DIC and CT, respectively.

PL

Połączenie skrzydło-kadłub w przypadku struktur kompozytowych stanowi poważny problem konstrukcyjny. Wynika to z konieczności wprowadzenia obciążeń skupionych w struktury kompozytowe charakteryzujące się niewielką odpornością na naciski. Współczesne lotnicze konstrukcje kompozytowe często wykonywane są z preimpregnatów węglowych, co jeszcze bardziej utrudnia rozwiązanie zadania. Ostatnio została opracowana nowa metoda wytwarzania bezadhezyjnych połączeń metal-kompozyt specjalnie zaprojektowanych w odniesieniu do takich celów i laminatów wykonanych z z preimpregnatów utwardzanych poza autoklawem z wykorzystaniem jedynie worka próżniowego. W artykule przedstawiono w skrócie technikę wytwarzania takiego połączenia oraz wyniki numerycznej analizy sposobu przenoszenia obciążeń przez takie połączenia wraz z doświadczalną weryfikacją obliczeń numerycznych, dokonaną za pomocą DIC. Wyniki uzupełniono obrazami pojawiających się w strukturze kompozytowej zniszczeń, narastających wraz ze wzrostem obciążenia. Wykazano, że w przypadku takiego połączenia w przenoszeniu obciążenia z elementów metalowych na kompozyt bierze udział kompozyt znajdujący się zarówno przed, jak i za elementami metalowymi, odmiennie jak ma to miejsce w przypadku zastosowania tradycyjnego połączenia sworzniowego, dla którego obciążenie przenoszone by było jedynie przez kompozyt znajdujący się przed sworzniem. Ponadto zidentyfikowano główne postacie zniszczenia oraz ich sekwencję. Były to: zerwanie włókien wzmocnienia, pęknięcia w spoiwie i zapoczątkowane nimi delaminacje oraz ścięcie laminatu powodowane ściskaniem. Jako pierwsze wystąpiło ścięcie laminatu na skutek ściskania, a następnie delaminacje oraz zerwanie włókien.

3

Manufacturing composite aileron : case study

Czarnocki P., Filipiak J., Frączek W., Marjanowski J.

Composites Theory and Practice

|

2016

|

R. 16, nr 3

200--203

EN

The new generation of prepregs that can be cured without autoclaves, only with the help of vacuum bags and ovens, provide an excellent opportunity for small and medium sized private enterprises to manufacture high quality airframe parts. The design and manufacturing process of an aileron demonstrator made of an MTM46/CF0302 CF/epoxy prepreg, being one of the above mentioned vacuum bag curable ones, is presented. The aileron structure, its fabrication breakdown, the related inexpensive tools made of low thermal resistance polyurethane foam and the curing process allowing for the application of such materials are addressed.

PL

Wśród preimpregnatów nowej generacji pojawiły się takie, które mogą być utwardzane poza autoklawem, jedynie z wykorzystaniem worków próżniowych i pieców. Eliminacja autoklawów znacznie obniża koszty inwestycyjne i w ten sposób oferuje małym i średnim zakładom o profilu lotniczym olbrzymią szansę na wytwarzanie kompozytowych elementów płatowca o parametrach mechanicznych umożliwiających kooperację z dużymi firmami lotniczymi. W artykule zaprezentowano demonstrator lotki wykonanej z preimpregnatu MTM46/CF0302, przystosowany do utwardzania poza autoklawem, i przedstawiono zwięzłą charakterystykę istotnych cech procesu utwardzania wymienionego preimpregnatu, rozwiązanie konstrukcyjne struktury demonstratora lotki wraz z dostosowanymi do niej podziałami fabrykacyjnymi, kolejność i sposób montażu oraz, związaną ze specyficznymi warunkami utwardzania wyrobu, koncepcję foremników i możliwy zakres ich wykorzystania. Proces utwardzania MTM46/CF0302 może być przeprowadzony w kilku wariantach. Jednym z nich jest proces dwuetapowy. W procesie tym wyrób zostaje wstępnie utwardzany w temp. 80°C w foremniku, następnie schładzany, wyjmowany z foremnika i dotwardzany w temperaturze 130°C poza foremnikiem. Proces taki umożliwia wykonanie foremników z taniej, łatwo obrabialnej i o stosunkowo niskiej odporności termicznej pianki poliuretanowej o dużej gęstości LAB975. Możliwość tę wykorzystano, wykonując z niej większość foremników potrzebnych do uformowania struktury demonstratora lotki, składającej się z dzielonych żeber, dźwigara głównego i pomocniczego, krawędzi natarcia oraz powłok o częściowo przekładkowej strukturze, stanowiących górne i dolne pokrycie. Wszystkie elementy po wstępnym utwardzeniu w piankowych foremnikach zestawiono w foremniku powłoki górnej, pokrywając uprzednio przewidziane do połącznia powierzchnie klejem Hysol EA9394.2. Po utwardzeniu się kleju w temperaturze pokojowej demonstrator został wyjęty z foremnika i poddany ostatecznemu dotwardzaniu poza foremnikiem w temperaturze 130°C.

4

Link between reinforcement geometry of lamina and delamination resistance of laminates

Czarnocki P.

Composites Theory and Practice

|

2016

|

R. 16, nr 2

103--108

EN

The purpose of this research was to determine the relationship between the delamination resistance of fabric reinforced laminates and the areal weight (AW) of reinforcing fabrics and fibre tow orientations. The laminates were reinforced with 2x2 twill fabrics of AW = 161 g/m2 and AW = 395 g/m2. The tows making up the wefts and warps were oriented at 0°/90° (denoted +) and +45°/−45° (denoted x) relative to the delamination propagation direction. The delamination tests were carried out under Mode I and Mode II quasi static and cyclic loading conditions. These tests were complemented with impact tests. For Mode I loading, it was found that GIc was not dependent either on the AW of the fabrics nor on the tow orientations. Similar results were obtained for cyclic loading. Unlike for Mode I, for Mode II loading the highest GIIc value was found for the laminate reinforced with fabric of AW = 395 g/m2 and tow orientation “x” while the lowest one was for laminates reinforced with the same fabric but of a “+” tow orientation. Drop tests indicated that the laminates reinforced with fabrics of the higher AW had better resistance to impact induced damage.

PL

Wygodną w zastosowaniach formą wzmocnienia, ze względu na łatwość formowania, są tkaniny. W szczególności jest to istotne, jeśli formowany wyrób ograniczają opływowe powierzchnie, o podwójnej krzywiźnie, jak ma to miejsce np. w przypadku samolotów. Celem badań było wyznaczenie zależności pomiędzy odpornością na delaminację laminatów wzmocnionych tkaninami a gramaturą tkanin oraz orientacją wiązek włókien (wątku i osnowy). Wyników takich badań w dostępnej literaturze nie znaleziono. Wzmocnienie stanowiły tkaniny Interglas 92110 i Interglas 92140 o gramaturach 161 i 395 g/m2 i splocie skośnym. Rozpatrywano dwie orientacje wiązek włókien: wiązki tworzące wątek i osnowę były zorientowane odpowiednio pod kątem 0° i 90° (oznaczenie „+”) oraz pod kątem +45° i −45° (oznaczenie „x”) w stosunku do kierunku rozwoju delaminacji. Spoiwo stanowiła żywica epoksydowa L335 utwardzana utwardzaczem H335+H340. Odporność na rozwarstwienia badano w warunkach I i II sposobu pękania, spowodowanych obciążeniami quasi statycznymi i cyklicznymi. Ze względu na brak norm do badania odporności na rozwarstwienia laminatów wzmocnionych tkaniami, w warunkach obciążeń quasistatycznych, tam gdzie było to możliwe, starano się wykorzystać normy ASTM, oryginalnie opracowane do badań laminatów zawierających wzmocnienie w postaci jednokierunkowej. Z powodu braku jakichkolwiek norm do wykonania analogicznych badań w warunkach obciążeni cyklicznych zastosowano autorską procedurę. Wykonano także próby udarnościowe laminatów o takiej samej strukturze. Wszystkie badania przeprowadzono w temperaturze pokojowej. Wyniki badań w odniesieniu do obciążeń quasi-statycznych wykazały, iż w warunkach I sposobu pękania nie ma statystycznie istotnych różnic między średnimi wartościami współczynników uwalniania energii, otrzymanych dla laminatów różniących się gramaturą tkanin ani ich orientacją. Na tej podstawie wysnuto przypuszczenie, iż zachodzący w tych warunkach proces delaminacji jest kontrolowany przez właściwości mechaniczne spoiwa. W przypadku II sposobu pękania różnice takie występowały. Najwyższą odporność na delaminacje wykazał laminat wzmocniony tkaniną o gramaturze 161 g/m2 i konfiguracji „x”, a najniższą laminat o tym samym wzmocnieniu i konfiguracji „+”. Próby zrzutu wykazały, iż większą odpornością na uszkodzenia udarowe charakteryzował się laminat wzmocniony tkaninami o większej gramaturze. Można to uzasadnić wyższą wytrzymałością na zerwanie wiązek wzmocnienia o większym przekroju, znajdujących się w tkaninach o większej gramaturze.

5

Czarnocki P., Dobrzański P.

Composites Theory and Practice

|

2016

|

R. 16, nr 4

238--243

EN

A simplified procedure for determining effective ultimate stress that could account for the adverse effects of undetected damage done to laminates was described. The procedure was based on the assumptions that an equivalent open hole (EOH) existed that could appropriately represent the extent of damage for the purpose of calculating strength and that the laminate under consideration was notch sensitive. Particular emphasis was placed on the assessment of BVID extent, which was crucial to define the EOH dimensions. The results of different inspection methods concerning the damage extent were presented and compared with each other. Moreover, it was experimentally shown that for a typical inspection condition the detectability threshold of BVID expressed in terms of indentation depth, δ, and was 262 µm. It was found that the extent of damage defined based on visual inspection was significantly different from that defined based on C-scans and fractographic inspections. It was concluded that to determine the EOH dimensions, the damage measurements were not sufficient while definition of the EOH dimensions could be based on the equal values of the stress concentration factor caused by the damage of a given extent and EOH.

PL

Jedną z istotnych danych materiałowych koniecznych do przeprowadzenia obliczeń wytrzymałościowych jest wytrzymałość doraźna. W praktyce badany materiał zawsze zawiera wady lub uszkodzenia i tylko sprawą doskonałości metod inspekcji jest to, czy zostaną wykryte czy nie. Zagadnienie to jest istotne w odniesieniu do kompozytowych struktur lotniczych podlegających, między innymi, uderzeniom niskoenergetycznym. W ich wyniku pojawiają się prawie niedostrzegalne uszkodzenia, trudno wykrywalne na drodze inspekcji wizualnej stanowiącej typową metodę postępowania w trakcie przeglądów bieżących. Jak wykazały laboratoryjne metody inspekcji, uszkodzenia takie mimo niewykrywalności metodami wizualnymi powodują znaczące uszkodzenia wewnętrzne struktury. W artykule zaproponowano wprowadzenie pojęcia efektywnej wytrzymałości doraźnej oraz procedurę jej wyznaczania. Wartość efektywnej wytrzymałości doraźnej uwzględniałaby deprecjonujące oddziaływanie takich, wykrywalnych z małą dozą prawdopodobieństwa uszkodzeń. Istotnym elementem zaproponowanej procedury jest wyznaczenie granicy wykrywalności uszkodzenia oraz sposobu ustalenia rozmiarów otworu ekwiwalentnego, kołowego lub eliptycznego, co ułatwiałoby analizy wytrzymałościowe. W artykule przedstawiono sposób określania rozmiarów uszkodzenia o granicznej wykrywalności, tj. wykrywalnych nie mniej niż w 90% przypadków. Stwierdzono, iż w wyniku rutynowej inspekcji okresowej płatowca, dokonywanej w typowych warunkach, jedynie przy pomocy nieuzbrojonego oka, rozmiarem granicznym trudno dostrzegalnych uszkodzeń udarowych jest wgniecenie o głębokości nie mniejszej niż 262 µm. Przyjęto, iż otwór ekwiwalentny będzie otworem, którego obrys zewnętrzny należy opisać na odnośnym uszkodzeniu, jednakże jak wykazały dokładniejsze metody inspekcji, rozmiar uszkodzenia może być różnie definiowany, zależnie od czułości metody inspekcji. Porównanie rozmiarów konturu wgniecenia widocznego na powierzchni z rozmiarami wewnętrznego uszkodzenia zdefiniowanego na podstawie C-skanów lub zgładów wykazało, iż rozmiary odcisków są, w przybliżeniu, o rząd mniejsze od rozmiarów uszkodzeń wewnętrznych. Jednakże, uszkodzenia wewnętrzne w przeważającej mierze to delaminacje i pęknięcia wewnątrzwarstwowe spoiwa i nie skutkują całkowitą redukcją sztywności materiału. Stąd można wnioskować, iż zdefiniowanie rozmiarów otworu ekwiwalentnego wymaga bardziej precyzyjnego kryterium, np. kryterium jednakowego współczynnika koncentracji naprężeń. Zaproponowano, iż otworem ekwiwalentnym może być np. otwór o rozmiarze r, który powoduje spadek nośności elementu próbnego o zadanym stosunku r/w taki, jaki spowoduje rozpatrywane uszkodzenie o rozmiarze a, zaistniałe w elemencie próbnym o takiej samej szerokości (przy czym uprzednio należy uściślić definicje rozmiaru a uszkodzenia). Testy powinny obejmować elementy próbne o różnej wartości r/w i a/w, by sprawdzić, czy oczekiwana zależność obowiązuje w wymaganym zakresie ich wartości.

6

Sequence of damage events occurring in the course of low energy impact

Czarnocki P., Zagrajek T.

Archives of Civil and Mechanical Engineering

|

2016

|

Vol. 16, no. 4

825--834

EN

Finite element simulation was carried out to better understand damage formation in CF/epoxy plate in the course of a low velocity 8J impact. The plate under investigation was of [+30/−30]s lay-up. To validate the numerical results a drop test was carried out with the help of a drop tower. The interlaminar damage extent was determined with the help of C-scan. Comparison between the numerical and experimental results showed a good quantitative agreement concerning contact force time history, however, the amount of dissipated energy determined based on the numerical simulation was lower than that from the experiment,consistently, the damage extent determined based on numerical simulation was smaller than that determined by C-scan. Nevertheless, characteristic points on the plot representing contact force time history could be related to the particular damage mechanism onsets and their actions.

7

Assessment of vacuum bag pressure impact on porosity of laminates made with VBO prepregs

Czarnocki P., Katz T., Koperniak P.

Composites Theory and Practice

|

2015

|

R. 15, nr 3

141--145

EN

Vacuum bag only (VBO) prepregs allow for manufacturing composite airframe parts without the need for expensive autoclaves since such prepregs can be cured in ovens with the help of vacuum bags. However, the vacuum pressure must be kept at an acceptable level to obtain low porosity products. One of such prepregs is Cytec MTM46/HTS(12K)-150-35% RW carbon/epoxy VBO prepreg designed for airframe applications. The aim of the presented research was to determine an acceptable level of vacuum pressure in vacuum bags, in particular, and the effect it exerts on the porosity of laminates made with the aforementioned prepreg. For this purpose, UD laminate plates were manufactured under 10, 40, 60, 80 kPa and 96kPa vacuum pressure. Next, ultrasound attenuation displayed by every single plate during ultrasound C-scanning was defined in terms of the so-called full screen height percentage and presented in the form of coloured contour plots. Upon counting the pixels corresponding to each colour, it was possible to determine plate area fractions for each attenuation level. Next, a certain number of specimens was cut out of the plate regions that differed in their attenuation and these specimens were x-rayed with the help of a tomograph, then specialized software was used to determine their porosity. Finally, an experimental relationship between the ultrasound attenuation and specimen porosity was determined.

PL

Tak zwane „vacuum bag only” (VBO) preimpregnaty umożliwiają wytwarzanie struktur lotniczych bez potrzeby stosowania autoklawów. Prepregi takie mogą być utwardzane w piecach, z wykorzystaniem worków próżniowych. Jednakże, by uzyskać porowatość na akceptowalnym poziomie, ciśnienie w worku próżniowym musi być utrzymywane na odpowiednio niskim poziomie. Przedstawione badania dotyczą wpływu, jakie wywiera podciśnienie w worku próżniowym na porowatość wyrobu. W celu zbadania tej zależności wykonano jednokierunkowo wzmocnione płyty z wykorzystaniem prepregu VBO MTM46/HTS(12K)-150-35% RW firmy Cytec. Płyty utwardzano, stosując podciśnienia 10, 40, 60, 80 i 96 kPa, a następnie, wykonując C-skany, wyznaczono tłumienie sygnału ultradźwiękowego dla każdej z płyt. Jako miarę tłumienia przyjęto wielkość amplitudy odbitego sygnału wyrażoną w procentach wysokości ekranu skanera (w funkcji tzw. FSH). Uzyskane wyniki przedstawiono w formie kolorowych map warstwicowych. Licząc pixele odpowiadające każdej z barw, wyznaczono stosunki pól o wyselekcjonowanych wartościach tłumienia w odniesieniu do całkowitej powierzchni analizowanych płyt. Następnie, wykorzystując tomografię komputerową i specjalistyczne oprogramowanie, wyznaczono porowatości próbek wyciętych z wytypowanych obszarów badanych płyt. Umożliwiło to uzyskanie doświadczalnej zależności między tłumieniem fali ultradźwiękowej w badanym laminacie a jego porowatością.

8

Delamination resistance of laminate made with VBO MTM46/HTS prepreg

Czarnocki P., Czajkowska K.

Acta Mechanica et Automatica

|

2015

|

Vol. 9, no. 3

173--177

EN

A laminate made with the Vacuum Bag Only (VBO) prepregs can be cured out of autoclave. Because of low curing pressure such a process can result in deterioration of laminate mechanical properties. They can be significantly lower than those displayed by the autoclave cured ones. The resistance against delamination can be among the most affected. Since this property is a week point of all the laminates it was of particular interest. Delamination resistance of unidirectional laminate made from VBO MTM46/HTS(12K) prepreg was in the scope of the presented research and the critical values of the Strain Energy Release Rates and the Paris-type equations corresponding to Mode I, Mode II and Mixed-Mode I/II static and cyclic loadings, respectively, were determined.

9

Preimpregnaty VBO szansą dla małych wytwórni lotniczych

Czarnocki P.

Przetwórstwo Tworzyw

|

2014

|

[R.] 20, nr 6 (162)

489--494

PL

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.

EN

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.

10

Nośność i postacie zniszczenia bezadhezyjnego połączenia metal-kompozyt do wprowadzania obciążeń skupionych w struktury kompozytowe z preimpregnatów węglowych

Tomasiewicz J., Czarnocki P.

Przetwórstwo Tworzyw

|

2014

|

[R.] 20, nr 6 (162)

537--541

PL

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.

EN

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.

11

Definiowanie obciążeń niszczących z uwzględnieniem możliwości metod kontroli jakości

Czarnocki P., Tomasiewicz J., Szwedo M., Chalimoniuk M.

Przetwórstwo Tworzyw

|

2014

|

[R.] 20, nr 6 (162)

495--498

PL

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.

EN

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.

12

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

Bajurko P., Czarnocki P.

Journal of Theoretical and Applied Mechanics

|

2014

|

Vol. 52 nr 2

301--312

EN

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.

13

Wykorzystanie elementów kohezyjnych do symulacji rozwoju rozwarstwień w laminatach polimerowych

Czarnocki P., Dobrzański P.

Przegląd Mechaniczny

|

2012

|

nr 6

24-31

PL

W artykule przedstawiono wykorzystanie tzw. elementów kohezyjnych do modelowania rozwoju rozwarstwień w laminatach polimerowych. Elementy kohezyjne są stosunkowo nowym narzędziem komercyjnych programów MES (np. ABAQUS) i wygodnym do numerycznego modelowania propagacji rozwarstwień. Zagadnienie to jest istotne, gdyż rozwarstwienia stanowią jeden z najczęściej spotykanych typów defektów fabrykacyjnych laminatów. Do właściwego scharakteryzowania elementów kohezyjnych konieczna jest znajomość wartości liczbowych wielu parametrów. Zasadniczo powinny być one wyznaczane doświadczalnie, jednak w odniesieniu do większości z nich jest to trudne i zwykle znane są tylko ich przybliżone wartości. W takiej sytuacji może być zastosowana procedura dostrajania modelu numerycznego. Przedstawiono analizę wpływu zmian wartości liczbowych tych parametrów na odpowiedź modelu. Znajomość takich relacji umożliwia racjonalne przeprowadzenie procedury dostrajania. Analizy przeprowadzono w odniesieniu do I i II sposobu pękania. W celu oceny jakości modelu otrzymane wyniki symulacji numerycznych rozwoju delaminacji porównano z wynikami doświadczalnymi.

EN

Until recently, cohesive zone elements (CZE) have been offered by commercial finite element codes, e.g. ABAQUS. CZE are very convenient for simulation of the interlaminar fracture process in polymeric laminates. This is an important issue since delaminations are one of the most common fabrication defects. However, several numerical data are needed to define such elements. In principle, these data should be determined experimentally. Designing and running of majority of the tests needed for this purpose would be difficult. Instead, a numerical model calibration procedure can be applied. To apply it efficiently, it is necessary to know the relation between numerical values of the data defining CZEs and respons of the model they are used in. Description of the relevant numerical tests and their results corresponding to Mode I and Mode II delamination propagations is provided. For verification of the numerical modelling accuracy of delamination propagation process that can be achieved with the calibrated numerical models the comparison of the numerical resultsagainst the experimental ones is provided as well.

14

Numerical simulation of fatigue delamination growth under mode I loading conditions

Bajurko P., Czajkowska K., Czarnocki P., Szeląg D.

Journal of KONES

|

2012

|

Vol. 19, No. 2

17-24

EN

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.

15

Modelowanie pęknięcia oraz określenie całki J w strukturze materiału warstwowego GLARE

Dacko A., Cieśla P., Czarnocki P.

Przegląd Mechaniczny

|

2011

|

nr 2

11-14

16

Odporność laminatu węglowo-epoksydowego na zmęczeniowy rozwój rozwarstwień w warunkach ISP

Czajkowska K., Szeląg D., Lorenc Z., Czarnocki P.

Prace Instytutu Lotnictwa

|

2011

|

Nr 12 (221)

18-25

PL

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.

EN

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.

17

Modyfikacja procedury wyznaczania zależności Parisa-Erdogena dla laminatu weglowo-epoksydowego w warunkach i sposobu pękania

Szeląg D., Czajkowska K., Lorenc Z., Czarnocki P.

Prace Instytutu Lotnictwa

|

2011

|

Nr 12 (221)

182-188

PL

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.

EN

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.

18

Modelowanie numeryczne rozwoju delaminacji w warunkach obciążeń cyklicznych

Szeląg D., Bajurko P., Czarnocki P.

Prace Instytutu Lotnictwa

|

2011

|

Nr 12 (221)

189-193

PL

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.

EN

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.

19

Korelacja MES - eksperyment w badaniu nowoczesnych materiałów warstwowych

Dacko A., Czarnocki P., Nowak J.

Przegląd Mechaniczny

|

2010

|

nr 7-8

26-30

20

Rozwarstwienia w laminatach polimerowych

Czarnocki P.

Mechanik

|

2010

|

R. 83, nr 12

974-978

PL

Przedstawiono metodykę postępowania pozwalającą prognozować rozwój rozwarstwień w laminatach polimerowych. Ma ona zastosowanie przy założeniu, że rozwój rozwarstwień jest traktowany jako pękanie kruche.

EN

Presented is a procedure of making it possible to forecast separation of plies in laminated polymer panels. It should be effective if separation was considered as brittle cracking process.