Wyniki wyszukiwania - BazTech

1

Technika wytwarzania bezadhezyjnych połączeń metal-kompozyt (BPMK) w strukturach z preimpregnatów VBO

Świtkiewicz R., Frączek W., Marjanowski J.

Przetwórstwo Tworzyw

|

2014

|

[R.] 20, nr 6 (162)

526--529

PL

W artykule opisano technikę wykonywania bezadhezyjnych połączeń metal-kompozyt w strukturach nośnych z preimpregnatów utwardzanych poza autoklawem. Omówiono problem formowania tych struktur z prepregów, odnosząc się przy tym do techniki kontaktowej - na mokro. Przedstawiono założenia i wymagania dla procesu wykonania połączenia z uwzględnieniem specyficznych właściwości preimpregnatów. Opisano proces technologiczny, jaki został opracowany i pomyślnie zastosowany do wykonania elementów badawczych, zwracając uwagę na decydujący wpływ czynnika ludzkiego na prawidłowe wykonanie połączenia.

EN

Manufacturing method of non adhesive metal-composite joint for primary structures made of VBO preimpregnates were described and discussed. The problem of forming such structures was presented regarding to composites fabricated by wet lay-up method. Taking into account specific features of preimpregnates, assumptions and requirements for manufacturing process of non adhesive metal-composite joint were defined. Manufacturing process, which has been designed and used for fabricate test elements, was described. Human factor was recognized as primary factor determining the correctness of joint.

2

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.

3

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.

4

Modelling of damage evolution in adhesive metal-composite structures for various joint designs

Konchakova N., Mueller R., Barth F. J.

Mechanics and Control

|

2011

|

Vol. 30, no. 4

213-220

EN

A viscoelastic model with the Lemaitre-type damage is applied to simulate the mechanical behaviour of the contact zone of an adhesive aluminum/fiber-reinforced polymer specimen. The damage evolution in this light weight engineering structure is investigated. The joints of aluminium alloy 5754 (AA5754) and carbon fibre reinforced thermoplastic composite CF-PA66 are manufactured by means of adhesion with an epoxy (1K-EP). The contact zone is considered as an interface material. The aim of the research is to study the influence of the interface geometry on the mechanical characteristics of the structure. The finite element method is used to simulate the complex processes in the joint. The aluminium substrate is modeled as an elastoplastic continuum with linear (isotropic) hardening. The polymer composite possesses an orthotropic elastic behaviour. A solid interface approach is used for the discretisation of the damage domain. It is shown that damage evolution depends on the geometry of the interface. The present work contains the numerical analysis of fracture processes in adhesive specimens with square, rectangular- and circle-shaped geometry of the joint.

PL

Lepkosprężysty model z uszkodzeniem typu Lemaitre'a jest stosowany w symulacji zachowania strefy kontaktu adhezyjnego w próbce glinu połączonego z polimerem zbrojonym włóknami. Badana jest ewolucja uszkodzenia w takiej lekkiej konstrukcji. Połączenia stopu glinu AA5754 i termoplastycznego kompozytu zbrojonego włóknami węglowymi CF-PA66 są wykonywane przy użyciu epoksydowej warstwy adhezyjnej 1K-EP. Strefa kontaktu jest traktowana jako materiał interfejsowy. Celem badań jest analiza wpływu geometrii interfejsu na własności mechaniczne próbki. Metoda elementów skończonych służy do symulacji skomplikowanych procesów zachodzących w połączeniu. Glin jest modelowany jako materiał sprężysto-plastyczny z liniowym wzmocnieniem izotropowym. Kompozyt polimerowy wykazuje ortotropowe zachowanie sprężyste. Przy dyskretyzacji warstwy adhezyjnej wykazującej uszkodzenie stosowane jest podejście interfejsu ciał stałych. Pokazano, że ewolucja uszkodzenia zależy od geometrii tego interfejsu. Praca zawiera analizę numeryczną procesu destrukcji próbek z kwadratowym, prostokątnym i okrągłym kształtem strefy adhezyjnej.

5

Numerical analysis of the metal-composite joints

Derewońko A., Cielęta R.

Journal of KONES

|

2008

|

Vol. 15, No. 1

39-50

EN

The development and implementation of the new technologies and materials are one of the conditions allowing improving the aircraft structures. The composite materials enable to reduce the aircraft weight and keep appropriate strength and fatigue properties. Application of the composite materials in the wing elements, and metal alloys in assemblies of the aircraft fuselage requires elaboration of the appropriate method for technology joining metal and composite. Bonding eliminates breakages in the composite plies which are initiated during assembly process of the structure with mechanically fastened joints e.g. bolts [1]. The strength and stiffness of the composite depend on shape and direction of the fibre which carry the tensile and compression stresses. Shear stress and strength of the composite depend on the resin system. Therefore, the use of composites brings more complicated design approach compare to metal. The aim of the study is tofind appropriate method to determine the failure loading of the metal-composite aircraft wing pivot fitting. Numerical and laboratory investigations for metal-composite joints are presented. Interaction between the composite plies is modelled as the contact problem. It allows determining the strain and stress at the contact surfaces and stress concentration fields. Contact modelling technique is also applied to model interface between metal and composite. Engineering approach to the model full-scale co-curing triple stepped lap joint is presented. The professional engineering software tools are used to create accurate models. Tensile tests of the metal-composite joint were carried out to verify the numerical analysis methods.