Wyniki wyszukiwania - BazTech

1

Modelling of the aerospace structure demonstrator subcomponent

Bajurko Piotr

Transactions on Aerospace Research

|

2019

|

Nr 1 (254)

37--52

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.

2

Analiza oddziaływań dynamicznych profili z kompozytów węglowych na różne rodzaje wymuszenia

Deuszkiewicz P.

Mechanik

|

2016

|

R. 89, nr 12

1926--1927

PL

W artykule przedstawiono analizę oddziaływań dynamicznych (np. występowania stanów krytycznych) w konstrukcji z kompozytu węglowo-epoksydowego na przykładzie wału maszynowego przy różnych rodzajach wymuszenia. Przeprowadzony eksperyment miał dać odpowiedź na pytanie, czy da się przewidzieć zachowania dynamiczne występujące w trakcie normalnej eksploatacji (wymuszenie kinematyczne) na podstawie doświadczeń wykonanych na stanowisku laboratoryjnym przy wymuszeniu realizowanym siłą harmoniczną lub impulsową.

EN

The article presents an analysis of dynamic interactions (e.g. occurrence of critical states) with the construction of carbon fiber composite (for example the drive shaft) for different types of excitation. Experiment was conducted to answer the question whether it is possible to predict the dynamic behaviour occurring during normal operation (force kinematic) based on the experiment made at the laboratory when the excitation was implemented as a harmonic or impulse force.

3

An engineering approach to modelling process-induced deformations of double-curved composite elements

Osmęda A.

Composites Theory and Practice

|

2015

|

R. 15, nr 2

66-71

EN

Since deformations induced in composite elements during curing are a problem well-known to engineers that design composite structures, compensating for them is one of the most interesting issues in the field of composite manufacturing. The present work proposes a simple method that allows one to predict process-induced deformations. Development of the method starts with determining and measuring in experiments the factors that contribute to the deformations. These factors are then used in the FEM model to calculate the deformations of a double-curved composite element. The calculated deformations are verified by comparison to the measured deformations of an equivalent sample element. The comparison shows that the model used in the present work enables one to predict 80% of process-induced deformations of a composite double-curved element. Although the accuracy of the prediction is not excellent, the method enables estimation of the deformations and may be used as a base for significant improvement of composite element dimensional accuracy. Taking into account that the computational model used in the method is simple and may be implemented in commonly used FEM software, it appears to be a useful tool for any engineer dealing with composite elements design.

PL

Ze względu na to, że deformacje powstające w czasie procesu wytwarzania elementów kompozytowych są istotnym problemem dla inżynierów projektujących struktury kompozytowe, kompensacja tych deformacji jest zagadnieniem cieszącym się dużym zainteresowaniem. W niniejszej pracy zaproponowana został prosta metoda, która pozwala przewidywać deformacje powstające w czasie procesu wytwarzania. Pierwszym jej etapem było wyszczególnienie i zbadanie eksperymentalne czynników, które powodują powstawanie deformacji. Następnie czynniki te zostały uwzględnione w modelu MES w celu obliczenia deformacji kompozytowego wyrobu o nierozwijalnej geometrii. Na końcu obliczone deformacje zostały zweryfikowane przez porównanie ze zmierzonymi deformacjami elementu, dla którego wykonane zostały obliczenia. Porównanie to wykazało, że dzięki zaproponowanej metodzie można przewidzieć 80% deformacji kompozytowego elementu o podwójnej krzywiźnie. Chociaż dokładność metody nie jest idealna, pozwala ona na oszacowanie deformacji, które może stanowić podstawę do znacznego poprawienia dokładności wymiarowej wyrobów kompozytowych. Jeżeli zostanie wzięte pod uwagę to, że użyty model obliczeniowy jest bardzo prosty i może być zaimplementowany za pomocą powszechnie używanego oprogramowania MES, przedstawiona metoda okazuje się być użytecznym narzędziem dla inżynierów zajmujących się projektowaniem struktur kompozytowych.

4

A study of thermal diffusivity of carbon-epoxy and glass-epoxy composites using the modified pulse method

Terpiłowski J., Piotrowska-Woroniak J., Romanowska J.

Archives of Thermodynamics

|

2014

|

Vol. 35, no. 3

117--128

EN

Transient heat transfer is studied and compared in two plane-parallel composite walls and one EPIDIAN 53 epoxy resin wall acting as a matrix for both composites. The first of the two walls is made of carbon-epoxy composite; the other wall is made of glass-epoxy composite, both with comparable thickness of about 1 mm and the same number of carbon and glass fabric layers (four layers). The study was conducted for temperatures in the range of 20-120 °C. The results of the study of thermal diffusivity which characterizes the material as a heat conductor under transient conditions have a preliminary character. Three series of tests were conducted for each wall. Each series took about 24 h. The results from the three series were approximated using linear functions and were found between (0.7-1.35) x 10-7m2/s. In the whole range of temperature variation, the thermal diffusivity values for carbon-epoxy composite are from 1.2 to 1.5 times higher than those for the other two materials with nearly the same thermal diffusivity characteristics.

5

The influence of carbon roving impregnation technology on the structure and properties of carbon-epoxy composites

Rodziewicz M., Awietjan S., Boczkowska A., Kurzydłowski K.J.

Kompozyty

|

2005

|

R. 5, nr 1

25-29

EN

The results of the studies are the part of experimental work upon carbon-epoxy composites (CFRP) reinforced with uni-directional roving (TJD) for aeronautical applications. These types of composites are used for wing spars of gliders production. The aim of research was to develop a new composite materials for 18-meter class glider construction. To realize a competitive glider in this class, a very high strength as well as lightweight material is needed. Only carbon-epoxy composites possess such properties. The influence of roving impregnation devices technology on structure and properties of composites has been investigated. A series of roving impregnation devices has been made and modified to obtain composites with uniform structure and good mechanical properties. Two types of impregnation devices were used in this work for composites production. These can be divided into two groups: vacuum devices and roller devices. This division shows the main principle, which the device uses to impregnate and deaerate roving in particular groups. The structure of obtained composites has been controlled with reflected light microscope. It has been found that observations of the sections made perpendicular to fibers layout direction give rather representative image of composites structure. Structural observations allowed evaluation of used production methods and their influence upon composite quality. The aim of the study was to fulfill Joint Airworthiness Requirements JAR-22 Gliders and Motor Gliders. During the tests these requirements were fulfilled and compression strength of over 800 MPa at 54°C has been obtained.

PL

Wyniki prowadzonych badań stanowią część prac badawczych kompozytów węglowo-epoksydowych (CFRP) zbrojonych rovingiem o ułożeniu jednokierunkowym (UD). Przeznaczeniem tego typu struktur kompozytowych są konstrukcje lotnicze. Kompozyty zbrojone włóknem rovingowym są stosowane do wytwarzania pasów dźwigarów skrzydeł w szybowcach. Celem badań było opracowanie nowych materiałów kompozytowych do konstrukcji szybowców klasy 18-metrowej. Do wykonania konkurencyjnego szybowca w tej klasie potrzebny jest materiał o szczególnie wysokich właściwościach wytrzymałościowych, a jednocześnie jak najlżejszy. Warunki takie spełniaj;) jedynie kompozyty węglowo-epoksydowe. Badano wpływ urządzeń zastosowanych do impregnacji rovingu na strukturę i właściwości uzyskiwanych kompozytów. Wykonano szereg urządzeń do impregnacji (rys. rys. 1-4) i poddano je modyfikacji tak, by wytwarzać coraz to lepsze kompozyty. Strukturę kompozytów kontrolowano przy użyciu mikroskopu świetlnego odbiciowego (rys. 8). Dążono do spełnienia wymagań postawionych w przepisach technicznych budowy szybowców JAR-22. Opracowano urządzenie, dzięki któremu udało się spełnić te wymagania, uzyskano wytrzymałość kompozytu na ściskanie w temperaturze 54°C powyżej 800 MPa (rys. 7).

6

Badania kompozytu węglowo-epoksydowego o strukturze typu UD

Rodzewicz M., Jaśkowski P., Boczkowska A., Kurzydłowski K. J.

Kompozyty

|

2004

|

R. 4, nr 12

414-420

PL

Praca dotyczy badań kompozytu węglowo-epoksydowego (CFRP) o strukturze typu UD (Unidirectional) zbrojonego jednokierunkowo rowingiem. W konstrukcjach lotniczych struktura taka występuje w najbardziej obciążonych elementach, jakimi są pasy dźwigarów skrzydeł. Obciążeniem wymiarującym przekrój pasów jest tu ściskanie. Dla konstruktora bardzo istotna jest informacja odnośnie do wytrzymałości na ściskanie przy różnych stopniach zbrojenia zależnie od temperatury. Dotyczy to temperatury pokojowej oraz temperatury 54°C, tak jak tego wymagają przepisy techniczne budowy szybowców JAR-22. Jest to główny wątek badawczy niniejszej pracy. Określono bezwzględne wartości wytrzymałości i modułu sprężystości kompozytu podczas zginania, jak też wartości wytrzymałości odniesione do gęstości (wytrzymałość właściwa) oraz do liczby pasm rowingu w przekroju próbki (siła niszcząca na jedno pasmo rowingu). Dodatkowym wątkiem badawczym jest wpływ sposobu przygotowania próbek na wyniki badań wytrzymałościowych. W niniejszej pracy dotyczy on wpływu zmian długości (smukłości) próbek na wyniki testów wytrzymałości na ściskanie badanych kompozytów. Jest sprawą oczywistą, że stosowana metodyka badań musi zapewniać małą wrażliwość wyniku testu na odchyłki długości próbek, wynikające np. z niedokładności wykonawczych. Osiągnięty rezultat potwierdza, że przyjęta metoda przygotowania próbek jest właściwa i daje mały rozrzut wyników.

EN

The subject of the paper concerns the investigations into mechanical properties of the CFRP composite (Carbon Fiber Reinforced Plastics) of the UD-structure. Such a composite structure exists in the most loaded elements of the aircrafts, especially in the wing spar cups. It is very important for the constructor to know the relationships between the compression strength and the fibers volume fraction, obtained at the room temperature (RT) and also at the 54°C, as it is stated in the Join Airworthiness Requirements JAR-22 Gliders and Motor Gliders. It is the main subject of the presented paper. It contains such results as absolute values of compression strength (Fig. 7) and bending modulus (Fig. 10) and also the values related to the density of composite (i.e. specific compression strength - Fig. 8) or the values related to the number of roving strands in the cross-section of the specimen (i.e. fracture force for single roving strand - Fig. 9). The influence of the specimens preparation on the results of the compression strength tests is the additional subject of the work. Recently it concerns the problem of the specimens length influence on the strength tests results. It is quite obvious that the method of strength test should ensure insensitivity of the test result to the specimen length deviation (caused for example by technological process errors). The result obtained confirms, that applied method of specimen preparation is correct and ensures small deviation of the strength tests results. Apart of the strength test - another investigation was directed into microscopy analysis of the composite structure (Figs 12 and 13) using light and SEM microscope as well.