Wyniki wyszukiwania - BazTech

1

Prepregi na bazie żywicy epoksydowej jako materiał naprawczy do łopat elektrowni wiatrowych

Pilawka Ryszard, Osiewicz-Powęzka Małgorzata, Hankus Hanna

Przemysł Chemiczny

|

2021

|

T. 100, nr 4

353--355

PL

Przedstawiono wyniki badań wpływu procesu starzenia (przechowywania) na reaktywność oraz właściwości termiczne i mechaniczne prepregów na bazie żywic epoksydowych. Stwierdzono, że w czasie przechowywania w temperaturze pokojowej reaktywność maleje, zwłaszcza pomiędzy 13. a 23. dniem składowania, bez wpływu na wytrzymałość mechaniczną i termiczną uzyskanych laminatów. Ponadto nie zaobserwowano obniżenia adhezji do wybranego podłoża. Opracowane materiały stanowią alternatywę dla obecnie stosowanych materiałów naprawczych do łopat elektrowni wiatrowych.

EN

Epoxy resin prepregs were stored for 9–90 days at room temp. and then studied for reactivity as well as thermal and mech. properties. Reactivity changes were obsd. by DSC anal. and viscosity changes during dynamic tests. Crosslinked laminates were also obtained after the same storage times. Thermal and mech. properties were detd. by DMA and static tensile tests, resp. Adhesion was detd. by in-house field test by using 6 prepreg layers. The reactivity decreased during the storage, esp. between 13. and 23. days but without any significant effect on thermal resistance and mech. strength.

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

Wytwarzanie wielowarstwowych struktur kompozytowych metodą autoklawową

Surowska B., Bieniaś J.

Kompozyty

|

2010

|

R. 10, nr 2

121-126

PL

Materiały kompozytowe i laminatowe wypierają stopniowo inne, tradycyjne materiały stosowane na złożone struktury lotnicze. Obecnie podstawowa technologia to proces autoklawowy polimeryzacji i łączenia warstw prepregów. Proces ten stosowany jest do wszystkich elementów "krytycznych", a więc pracujących w newralgicznych częściach konstrukcji. Do struktur o mniejszym stopniu skomplikowania i niższych wymaganiach wytrzymałościowych oraz do produkcji krótkoseryjnej wdrażane są technologie bezautoklawowe skracające czas wytwarzania, obniżające koszty produkcji, ale dające niższą jakość strukturalną wytworu. Do zalet techniki wytwarzania kompozytów w autoklawie z punktu widzenia zastosowania w strukturach lotniczych możemy zaliczyć: możliwość wytwarzania kompozytów z szeregu rodzaju materiałów, wysokie właściwości mechaniczne kompozytów, wysoką jakość powierzchni kompozytów i struktur, powtarzalność, pełną kontrolę procesu i detalu podczas utwardzania (temperatura, ciśnienie), minimalną ilość porowatości <1%. W artykule omówiono technologię wytwarzania wielowarstwowych struktur kompozytowych z zastosowaniem autoklawu na przykładzie paneli wykonanych do celów badawczych w warunkach przemysłowych. Przedmiot badań stanowiły materiały kompozytowe: szklano/epoksydowe, węglowo/epoksydowe, kevlarowo/epoksydowe oraz hybrydowo- (szklano-weglowo-polietylenowo)/epoksydowe - system prepregowy Hexcel, Cytec (taśmy jednokierunkowe, tkaniny). Wytworzone materiały kompozytowe metodą autoklawową (badania własne) charakteryzują się wysoką jakością i jednorodnością strukturalną.

EN

Composites and laminates progressively displace other classic materials applied to aviation structures. The progress in materials extorts the developing of new technologies in structures production. The autoclave process of curing and bonding of the prepreg plies is currently the basic technology. This process is used to the manufacture of all "critical" parts namely the parts working in crucial elements of the constructions. The out-of-autoclave processes are used to produce low-cost prototype and limited production structures. They enable the shortening of process time, the reducing of cost but often the structural quality is lower. Advantages of the autoclave process, from the point of view of application on aerospace structures, are the possibility of producing a wide variety of materials, high mechanical properties of manufactured composites, excellent quality of composites surface and composite structures, high fiber volume fraction in the composites, repeatability, full control of elements and process during curing (temperature, pressure) and low void content (<1%). In this paper the methods of multiplies composites parts production used in Polish aviation industry are described. The subject of the examination were composites: glass/epoxy, carbon/epoxy, kevlar/epoxy and hybrid (glass-carbon-polyethylene)/epoxy - Hexcel and Cytec prepreg systems (unidirectional tape, fabrics). In this paper the methods of multiplies composites parts production used in Polish aviation industry are described. The composites produced by autoclave method (our results) characterized by high quality and structural homogeneity.