Title (srp)

Stress analysis and optimization of laminate layup of defined composite structure geometry under given loading conditions : doktorska disertacija

Author

Elmiladi, Abdulrazag Abdallah, 1964-

Contributor

Balać, Igor, 1971-
Milovančević, Milorad, 1958-
Grbović, Aleksandar, 1970-
Obradović, Nina, 1977-

Description (srp)

Mašinsko inženjerstvo / Mechanical engineering Datum odbrane: 12.04.2022.

Description (eng)

Основни циљ ове дисертације је да се добије методологија која ће омогућити да се оптимизује композитна конструкција дефинисане геометрије са дефинисаним слагањем ламината, за задате услове оптерећења, где је циљ постизање високог нивоа крутости и чврстоће а минималне масе. Композитна конструкција дефинисане геометрије је репна део трупа лаког авиона. Репни део трупа се састоји од различитих конструктивних делова који су повезани са кабином авиона. Да би се постигли жељени захтеви у погледу крутости, чврстоће и тежине, репни део трупа је направљен од композитног материјала ојачаног угљеничним влакнима.Аналитичке и нумеричке методе су коришћене за процену чврстоће и константи еластичности композитне ламине (угљенично влакно – епокси матрица). Аналитичке методе су се углавном заснивале на принципима Отпорности материјала. Истовремено, за процену константи еластичности разматрани су и добро познати полуемпиријски модели Halpin-Tsai-а и Chamis-а. Добијени резултати су упоређени са резултатима добијеним применом методе коначних елемената (МКЕ).Након дефинисања карактеристика еластичности и чврстоће ламине, дефинисане су типичне конфигурације слагања ламината. Израђен је нумерички модел репног дела трупа. Све претходно дефинисане конфигурације слагања ламина у ламинат су додељене као материјал (угљенично влакно – епокси) од кога су направљени сви структурaлни делови репног дела трупа који је потом оптерећен унапред дефинисаним аеродинамичким оптерећењима. У овој дисертацији коришћене су симулације применом нумеричке анализе интеракције флуида и структуре - спрегнуте анализе (енг. coupled analysis), где се аеродинамичко оптерећење добијено коришћењем прорачунске динамике флуида (ПДФ) спреже са резултатима структурних анализа добијених применом МКЕ. Једносмерне и двосмерне спрегнуте анализе коришћене су за израчунавање аеродинамичких сила које делују на композитну конструкцију репног дела трупа. Чврстоћа сваког дела конструкције репног дела трупа, у смислу провере губитка носивости, проверена је коришћењем критеријума Tsai-Wu. Ниво чврстоће сваког конструктивног дела конструкције репног крака је процењен унапред дефинисаним параметром, названим фактор сигурности (SF) који је коришћен као кључни параметар у поступку оптимизације. Током поступка оптимизације, дизајнерске променљиве су биле: оријентацијски углови, начин слагања, дебљина ламине као и број слојева.Нумеричким методама проучаван је утицај порозности ниског нивоа на карактеристике еластичности материјала матрице, која се користи као везиво угљеничних влакана у композитном материјалу. Нумеричка анализа заснована на примени МКЕ је примењена за проучавање утицаја структурне порозности ниског нивоа на карактеристике еластичности материјала матрице. Распоред пора је симулиран применом новог multi-pore unit cell (MPUC) 3-D нумеричког модела. Извршено je поређење добијених вредности за модул еластичности (Е), модул смицања (G) и Поасонов однос ) за различите облике и различите запреминске уделе порозитета, са доступним експерименталним подацима, објављеним у доступној литератури. Потврђено је да порозност материјала, у облику затворених пора, има значајан утицај на карактеристике еластичности структуралних материјала.Извршена је анализа утицаја температурског оптерећења на композитни материјал угљенично влакно / епокси, а која подразумева појаву тзв. „термичких напона“. Извршена је анализа термичког напрезања разматране композитне конструкције изложене различитим нивоима ниских и високих температура. Ова анализа је урађена применом МКЕ, при чему су примењени различити температурни распони између –50°C и +50°C. Добијени резултати показују да је утицај екстремних температура на чврстоћу композитне конструкције, знатан.

Description (eng)

The main aim of this thesis is to obtain the methodology capable of optimizing the composite structure of defined geometry with defined laminate layup, under given loading conditions, where the goal is to achieve high levels of stiffness and strength and minimal weight. The composite structure of defined geometry is a tail boom (empennage) of a lightweight aircraft. The tail boom consists of different structural parts that are connected to the aircraft cabin. In order to achieve the desired requirements regarding stiffness, strength, and weight, the tail boom has been made from carbon fibre reinforced composite material.Analytical and numerical methods have been used for estimating the strength and elastic constants of the carbon fibre /epoxy composite material. The analytical methods were mainly based on the Mechanics of material approach. At the same time well known Semi-Empirical models of Halpin-Tsai and Chamis, were also considered. Obtained results were compared to outcomes of finite element (FE) analysis.After the estimation of the material properties, the typical layup configurations of the laminate composite structure were defined. A numerical FE model of tail boom has been made. All defined layup configurations were incorporated into tail boom structural parts and loaded by pre-defined aerodynamic loads. Coupling fluid/structure simulations have been used in this thesis for the accurate prediction of the external aerodynamic loads that act on composite tail boom structure. The one-way and two-way Fluid-Structure Interaction (FSI) simulations have been used for the evaluation of forces that act on tail boom composite structure. In order to obtain failure free laminate, the strength of each part of the tail boom structure has been checked by using the Tsai-Wu failure theory. The level of strength of each structural part of tail boom structure was estimated by a pre-defined parameter, called safety factor (SF) which was used as a key parameter in the optimization procedure. During the optimization procedure, design variables were: orientation angles, stacking sequences, lamina thickness, and the number of plies.The influence of material low-level porosity on elastic properties of the matrix, used as fiber binder in carbon fibre composite material, has been studied through numerical analysis. In order to study the effect of micro-scale low-level porosity on the elastic properties of the matrix material, the FE analysis based on 3-D unit cell numerical model has been applied. The distribution of pores is idealized by new multi pore unit cell (MPUC) model. The comparison of the obtained values for the modulus of elasticity , shear modulus and Poisson’s ratio , for different shapes, content, and size of the pores, with available experimental data published in the literature, has been performed. It was confirmed that material porosity, in form of closed pores, has a notable influence on the elastic properties of structural materials.The effect of thermal load (extreme operating temperatures) on carbon fibre composite (CFC) structure, which results in thermal stresses, has been studied as well. The thermal stress analysis of CFC structure, exposed to different levels of low and high temperatures, has been performed. This analysis has been done using the FE method, where different temperature ranges between–50°C and +50 °C, have been applied. Obtained results showed that temperature load has a significant impact on the strength of composite structure.

Object languages

Serbian

Date

2021

Rights

© All rights reserved

Subject

OSNO - Opšta sistematizacija naučnih oblasti, Mašinstvo

Finite Element Analysis (FEA), Strength of Fiber Reinforced Composites, Failure Theory, Porosity of Structural Materials, Thermal Stresses

Identifiers