Nichtlineare Finite Elemente Simulation der Schädigungsmechanismen sowie der Resttragfähigkeit von schlagbeanspruchten Kohlenstofffaser-Epoxidharz-Verbunden

Abstract

Die hervorragenden Eigenschaften von Faser-Kunststoff-Verbunden haben dazu geführt, dass die Einsatzgebiete für solche Materialien in den letzten Jahren ständig zugenommen haben. Durch die Entwicklung neuer Verarbeitungstechniken und Berechnungsmethoden werden Verbundwerkstoffe nicht mehr nur für untergeordnete Zwecke eingesetzt, sondern übernehmen Aufgaben in tragenden Strukturen. Um das komplette Gewichtseinsparungspotential von Faser-Kunststoff-Verbunden ausnutzen zu können, reichen herkömmliche Berechnungsverfahren oft nicht mehr aus. Es werden kontinuumsmechanische Schädigungsmodelle entwickelt, welche das Materialversagen auch noch nach Schädigungsinitiierung vorhersagen können. Ziel dieser Arbeit ist es, die Schädigungsmechanismen sowie die Resttragfähigkeit von schlagbeanspruchten Kohlenstofffaser-Epoxidharz-Verbunden mittels der nichtlinearen Finite Elemente Methode nachzubilden. Diese Verbundmaterialien kommen insbesondere in der Luft- und Raumfahrt aufgrund ihrer hohen Festigkeiten und Steifigkeiten bei gleichzeitig niedriger Massendichte zum Einsatz. Flugzeuge unterliegen den unterschiedlichsten Beanspruchungen. Mehrschichtverbunde sind insbesondere auf Belastungen quer zum Laminataufbau anfällig. Bereits geringe Stoßbeanspruchungen können im Inneren des Materials erhebliche Schäden verursachen, welche mit freiem Auge von außen kaum erkennbar sind. Besonders gefährlich sind hierbei sogenannte Low-Velocity-Impacts, also Stoßvorgänge bei niedriger Geschwindigkeit. Diese können bei Flugzeugen aufgrund von Hagelkörnern, Trümmern auf den Landebahnen oder fallengelassenen Werkzeugen auftreten. Zur Bestimmung der Resttragfähigkeit von Faser-Kunststoff-Verbunden werden standardisierte Testmethoden verwendet. Die Einbringung der Impactschädigung in Versuchsplatten erfolgt mittels Fallwerken (Drop Weight Impact Test). Druckbeanspruchungen stellen nach einer erfolgten Impactschädigung die kritische Belastungsart dar. Ein Impactvorgang kann zu großflächigen Delaminationen zwischen den einzelnen Laminatschichten führen. Dadurch wird der Mehrschichtverbund in mehrere Sublaminate mit verringerten Stabilitätseigenschaften aufgeteilt und die Resttragfähigkeit minimiert. Zur Bestimmung der Restdruckfestigkeiten der vorgeschädigten Versuchsplatten werden Druckprüfungen verwendet (Compression After Impact Test). Diese Testverfahren werden nun mit der expliziten Finite Elemente Methode simuliert. Die beiden Hauptversagensformen, interlaminare Schichtschädigung und intralaminare Delamination sollen mit dem Berechnungsmodell nachgebildet werden. Es kommen unterschiedliche kontinuumsmechanische Schädigungsmodelle zur Berechnung des Schichtversagens und der Schädigungsevolution zum Einsatz. Interfaceschädigungen werden über Kohäsivgesetze mit Separationsansätzen beschrieben. Außerdem werden Modelle mit unterschiedlichen Faserausrichtungen simuliert und verschiedene Modellierungsstrategien für den Aufbau des Faser-Kunststoff-Verbundes mit gewebeverstärkten Laminatschichten präsentiert. Die Vor- und Nachteile der verschiedenen Modelle werden erläutert und die Resultate diskutiert. Abschließend werden die erhaltenen Simulationsergebnisse mit durchgeführten Testergebnissen verglichen.

The outstanding properties of fiber-reinforced polymer composites have increased the possible uses in new application fields over the last few years. Due to the development of new processing techniques and calculation methods, composites are no longer only used for special purposes. Fiber-reinforced polymer composites are replacing conventional materials in load carrying devices and supporting structures. In order to exploit the full weight saving potential of fiber-reinforced composites conventional calculation methods have to be improved. Therefore continuum damage models are developed to predict the mechanical behavior of composites structures even after damage initiation. The aim of this work is to simulate the main damage mechanisms and residual strength of impact loaded carbon fiber-epoxy laminates. Therefore the nonlinear finite element method is used. Due to their high strength and stiffness combined with low mass density these materials are especially used in the aerospace and aeronautics industry. During their lifetime aircrafts are subjected to different load cases. Especially impact loading of multilayer composites can cause considerable damage inside the material. Such damage mechanisms are hard to detect during inspection. This kind of barely visible impact damage is mostly caused by low velocity impacts from runway debris, hail or dropped tools during aircraft maintenance. To determine the residual strength of fiber-reinforced composites standardized test methods are used. Drop Weight Impact Tests are used to produce transverse impact to a laminated composite. Impact damage can cause large delamination between the different layers of the laminate. Due to this delamination the compressive strength can be reduced significantly. Delamination divides the laminate into sub-laminates which have a lower bending stiffness than the original laminate and are less resistant to buckling loads. To determine the residual compressive strength compression after impact tests are carried out. In this work an explicit finite element model is presented to model post-impact residual compressive strength of fiber reinforced polymer composites. The investigation of the main damage mechanisms in laminated composites, which are intra-laminar damage and delamination under impact loading, is one of the main parts in this master thesis. Therefore different continuum damage models are used to predict ply failure. Interface damage is modeled by cohesive laws with traction separation behavior. In addition, models with varying fiber orientations and different modelling approaches are presented. The advantages and disadvantages of the different models are explained and the results discussed. Finally the obtained simulation results are compared with tests results.