Temat: delaminacja - Katalog OPAC zbiorów

Skocz do pozycji: 1.

Tytuł:: Modelowanie strefy kohezyjnej
Cohesive zone modeling
Autorzy:: Dobrzański, P.
Powiązania:: https://bibliotekanauki.pl/articles/212501.pdf
Data publikacji:: 2016
Wydawca:: Sieć Badawcza Łukasiewicz - Instytut Lotnictwa
Tematy:: delaminacja
rozwarstwienie
elementy kohezyjne
cohesive zone
delamination
cohesive elements
Opis:: Przeglądowy artykuł zawiera stan wiedzy dotyczący modelowania delaminacji z wykorzystaniem elementów kohezyjnych w kompozytach o spoiwie polimerowym, dostępnych w komercyjnym oprogramowaniu MES (np. w programie Abaąus). W artykule opisano działanie elementów kohezyjnych w warunkach pojedynczego i mieszanego sposobu pękania elementów o charakterystyce biliniowej. Elementy kohezyjne mogą przyjmować różne charakterystyki. W artykule zostały opisane różnice w wynikach uzyskanych z wykorzystaniem różnych charakterystyk. Opisane zostały również stałe materiałowe wymagane do definicji modelu. Wyznaczenie wartości tych stałych metodą eksperymentalną jest trudne do zrealizowania. W artykule przybliżono metody eksperymentalne oraz opisano kalibrację modelu pozwalającą na oszacowanie stałych, bazując na znormalizowanych badaniach. Artykuł ma na celu wyjaśnić sposób działania elementów kohezyjnych w komercyjnych programach MES i wskazać trudności związane z ich wykorzystywaniem.
This review article contain description of cohesive zone modeling before delamination front in composite materials with polymer matrix. For this purpose the cohesive elements are proposed. Work of these elements were characterized in pure and mix mode loading. Different shapes of cohesive law, their parameters and influence on performing calculation and results were described. The aimi of this article is to shortly explains work of cohesive elements which are implemented in commercial FEM programs but they are not enough described in manuals and brings closer problems which could be encountered.
Źródło:: Prace Instytutu Lotnictwa; 2016, 2 (243); 170-186
0509-6669
2300-5408
Pojawia się w:: Prace Instytutu Lotnictwa
Dostawca treści:: Biblioteka Nauki

Artykuł

Zmień widok

na półce

Skocz do pozycji: 2.

Tytuł:: Modelowanie numeryczne rozwoju delaminacji w warunkach obciążeń cyklicznych
Numerical simulation of delamination growth due to cyclic loading
Autorzy:: Szeląg, D.
Bajurko, P.
Czarnocki, P.
Powiązania:: https://bibliotekanauki.pl/articles/213296.pdf
Data publikacji:: 2011
Wydawca:: Sieć Badawcza Łukasiewicz - Instytut Lotnictwa
Tematy:: modelowanie numeryczne
delaminacja
badania zmęczeniowe
numerical simulation
delamination
cycling loading
Opis:: Przedstawiono uproszczoną procedurę numerycznego symulowania rozwoju delaminacji z wykorzystaniem MES, w warunkach 1 sposobu pękania, pod działaniem obciążenia cyklicznego. Uproszczenie polegało na ograniczeniu procesu degradacji zmęczeniowej materiału do jednego elementu, bezpośrednio sąsiadującego z czołem rozwarstwienia. Otrzymane wyniki w niewielkim stopniu odbiegały od wyników badań zmeczeniowych.
Simplified procedure taking advantage of FEM for simulation of delamination growth due to Mode I cycling loading is presented. The simplification consisted in restricting effect of fatigue load to one element that was next to the dealmination front only. The discrepancy between the numerical and experimental results was not significant.
Źródło:: Prace Instytutu Lotnictwa; 2011, 12 (221); 189-193
0509-6669
2300-5408
Pojawia się w:: Prace Instytutu Lotnictwa
Dostawca treści:: Biblioteka Nauki

Artykuł

Zmień widok

na półce

Skocz do pozycji: 3.

Tytuł:: Modelling of the aerospace structure demonstrator subcomponent
Modelowanie subkomponentu demonstratora struktury lotniczej
Autorzy:: Bajurko, Piotr
Powiązania:: https://bibliotekanauki.pl/articles/36400500.pdf
Data publikacji:: 2019
Wydawca:: Sieć Badawcza Łukasiewicz - Instytut Lotnictwa
Tematy:: FEM
delamination
buckling
carbon-epoxy composite
MES
delaminacja
wyboczenie
kompozyt węglowo-epoksydowy
Opis:: 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.
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.
Źródło:: Transactions on Aerospace Research; 2019, 1 (254); 37-52
0509-6669
2545-2835
Pojawia się w:: Transactions on Aerospace Research
Dostawca treści:: Biblioteka Nauki

Artykuł

Zmień widok

na półce

Skocz do pozycji: 4.

Tytuł:: Porównanie wyników analiz numerycznych i prób wytrzymałościowych demonstratora struktury lotniczej
Result comparison of numerical analysis and structural tests of aerospace test structure
Autorzy:: Osmęda, A.
Powiązania:: https://bibliotekanauki.pl/articles/212603.pdf
Data publikacji:: 2016
Wydawca:: Sieć Badawcza Łukasiewicz - Instytut Lotnictwa
Tematy:: materiały kompozytowe
delaminacja
próby wytrzymałościowe
metoda elementów skończonych
MES
composite materials
delamination
strength tests
finite element method
FEM
Opis:: Uszkodzenia produkcyjne występujące w strukturach lotniczych wykonanych z kompozytów włóknistych, stanowią istotny problem z punktu widzenia bezpieczeństwa eksploatacji tych struktur. W projekcie TEBUK „Opracowanie technologii badań odporności na uszkodzenia lotniczych i kosmicznych kompozytowych struktur nośnych" prowadzonym w Instytucie Lotnictwa, opracowana została metodyka, która pozwala na przewidywanie rozwoju wad produkcyjnych. Metodyka ta została zwalidowana dla struktury lotniczej. W celu walidacji metody zaproponowanej w ramach projektu został zaprojektowany demonstrator struktury lotniczej, którego struktura była wzorowana na stateczniku poziomym samolotu 1-23 'Manager'. W czasie wytwarzania demonstratora, w jego pokrycie została wprowadzona sztuczna wada produkcyjna - delaminacja. W czasie prób wytrzymałościowych rejestrowano zachowanie się delaminacji i całej struktury za pomocą tensometrów. Równolegle do prób demonstratora zostały przeprowadzone obliczenia z zastosowaniem Metody Elementów Skończonych (MES) dla całej struktury i pozwalające na przewidzenie zachowania się delaminacji. Wyniki otrzymane z symulacji numerycznych zostały porównane z wynikami prób wytrzymałościowych demonstratora. Zgodność między wynikami numerycznymi i wynikami prób demonstratora potwierdziła poprawność obu metod obliczeniowych.
The flaws resulting from the production process of fiber composite aerospace parts constitute a substantial problem for the exploitation safety of the structures. In the project TEBUK 'Development of the technology fortesting the resistance to damage of aviation and space composite load bearing structures', which is carried out in the Institute of Aviation, the methodology which allows to predict the growth of the production flaws has been developed. The methodology was validated for the case of aerospace structure. A test structure referring to 1-23 'Manager' horizontal stabilizer was designed in order to validate the method. An artificial production flaw- delamination, was placed in the test structure skin. During the structural tests the behaviour of the delamination and entire structure was recorded with the use of the strain gauges. In addition to the structural tests the FEM analyses aiming to model the behaviour of the structure and delamination were carried out. The FEM analysis results were compared to the results of the structural tests. The good cosistency between the results of the analyses and tests allowed to confirm the validyty of the analysis methods.
Źródło:: Prace Instytutu Lotnictwa; 2016, 3 (244); 123-134
0509-6669
2300-5408
Pojawia się w:: Prace Instytutu Lotnictwa
Dostawca treści:: Biblioteka Nauki

Artykuł

Zmień widok

na półce

Skocz do pozycji: 5.

Tytuł:: Experimental Verification of Numerical Calculations with the Use of Digital Image Correlation
Eksperymentalna weryfikacja obliczeń numerycznych z zastosowaniem cyfrowej korelacji obrazu
Autorzy:: Bajurko, P.
Dobrzański, P.
Powiązania:: https://bibliotekanauki.pl/articles/213210.pdf
Data publikacji:: 2018
Wydawca:: Sieć Badawcza Łukasiewicz - Instytut Lotnictwa
Tematy:: digital image correlation
FEM
delamination
buckling
carbon-epoxy laminate
cyfrowa korelacja obrazu
MES
delaminacja
wyboczenie
laminat węglowo-epoksydowy
Opis:: The article presents the results of research work performed under the TEBUK project, aiming primarily to develop a reference methodology for assessing the impact of damage on the strength of structures made of carbon epoxy prepregs. The tests described in the paper were concerned with a fragment of the structure (FS) of the TEBUK project demonstrator, made of carbon epoxy composite, with an artificial circular delamination measuring 40 mm in diameter. Numerical and experimental test of FS have been performed under quasi-static compression load. The buckling of the skin observed in the delamination area, as well as the propagation of the latter were investigated. The numerical calculations have been performed with the use of the commercially available MSC Marc/Mentat calculation suite based on the Finite Elements Methods. Results of the numerical calculations have been compared with experimental measurements made with the use of the Digital Image Correlation (DIC) method. The tests performed aimed to provide a preliminary verification of the numerical model. The results obtained have shown a very good correlation between the numerical and experimental results concerned with critical load levels at which stability of the layers separated by delamination is lost (buckling). The lack of convergence of the numerical model’s results after exceeding the critical load values has rendered it impossible to unequivocally compare the results concerned with propagation of the delamination area.
Artykuł dotyczy prac badawczych realizowanych w ramach projektu TEBUK, którego głównym celem było opracowanie wzorcowej metodyki oceny wpływu uszkodzeń na wytrzymałość konstrukcji wykonanych z preimpregnatów węglowo-epoksydowych. Obiektem prezentowanych badań był fragment struktury (FS) demonstratora projektu TEBUK wykonany z kompozytu węglowo-epoksydowego ze sztucznie wprowadzoną delaminacją kołową o średnicy 40 mm. Wykonano numerycznie i eksperymentalnie badania FS w warunkach quasi-statycznego obciążenia ściskającego, w trakcie których analizowano wyboczenie pokrycia w obszarze delaminacji oraz jej propagację. Obliczenia numeryczne przeprowadzono w komercyjnym pakiecie obliczeniowym MSC Marc/Mentat bazującym na metodzie elementów skończonych. Wyniki analiz numerycznych porównywano z pomiarami eksperymentalnymi zmierzonymi metodą Cyfrowej Korelacji Obrazu (CKO). Przeprowadzone badania miały za zadanie wstępną weryfikację modelu numerycznego. Uzyskane wyniki wykazały bardzo dobrą zbieżność wyników numerycznych i eksperymentalnych dotyczących obciążeń krytycznych, w których następuje utrata stateczności (wyboczenie) warstw odseparowanych delaminacją. Natomiast brak zbieżności obliczeń w modelu numerycznym po przekroczeniu obciążeń krytycznych nie pozwolił jednoznacznie porównać wyników dotyczących propagacji delaminacji.
Źródło:: Prace Instytutu Lotnictwa; 2018, 2 (251); 7-21
0509-6669
2300-5408
Pojawia się w:: Prace Instytutu Lotnictwa
Dostawca treści:: Biblioteka Nauki

Artykuł

Zmień widok

na półce

Skocz do pozycji: 6.

Tytuł:: Wyznaczanie otworu ekwiwalentnego dla uszkodzeń poudarowych na podstawie badań wytrzymałości resztkowej
Determination of open hole equivalent to after impact damage based on residual strength tests
Autorzy:: Bajurko, P.
Powiązania:: https://bibliotekanauki.pl/articles/213171.pdf
Data publikacji:: 2016
Wydawca:: Sieć Badawcza Łukasiewicz - Instytut Lotnictwa
Tematy:: otwór ekwiwalentny
wytrzymałość resztkowa
próby udarowe
delaminacja
laminat węglowo-epoksydowy
open hole equivalent
compressive residual strength
impact tests
delimination
carbon-epoxy laminate
Opis:: Prezentowane w artykule badania stanowią fragment prac, których celem było opracowanie wzorcowej metodyki oceny wpływu uszkodzeń na trwałość i wytrzymałość konstrukcji wykonanych z nowoczesnych materiałow kompozytowych. Prace te realizowano w Instytucie Lotnictwa w ramach projektu POIG TEBUK „Opracowanie technologii badań odporności na uszkodzenia lotniczych i kosmicznych kompozytowych struktur nośnych". W artykule zamieszczono porównanie wytrzymałości resztkowej prostokątnych próbek o wymiarach 150x100x3,96 mm po uderzeniu z energią 9 J i 18 J oraz czterech próbek z centralnie nawierconymi otworami o średnich 6,3 mm; 10 mm; 20 mm i 30 mm. Próbki wykonano z kompozytu węglowo-epoksydowego o konfiguracji zbrojenia tożsamej z układem warstw poszycia demonstratora TEBUK. Próbki po badaniach udarowych poddano badaniom ultradźwiękowym w celu określenia obrysu powstałej delaminacji. Zaprezentowano próby wyznaczenia średnicy otworu, który powoduje obniżenie wytrzymałości resztkowej do poziomu wytrzymałości, jaką ma próbka po uderzeniu z powyższymi energiami. Zebrane wyniki nie wystarczyły do jednoznacznego określenia średnicy ekwiwalentnego otworu, co spowodowane bylo brakiem wyraźnego związku między średnicą delaminacji/otworu a wytrzymałością resztkową badanych próbek.
Studies presented in this article are part of work conducted in order to develop a reference methodology for assessing the impact of damage to the durability and strength of structures made of advanced composite materials. This work was carried out under the project TEBUK "Development of the technology for testing the resistance to damage of aviation and space composite load bearing structures, which is carried out in the Institute of Aviation. The paper presents comparisons of residual strength of carbon-epoxy rectangular plate 150x100x3.96 mm with damage after impact (9 J and 18 J) and holes of different diameters (6.3 mm; 10 mm; 20 mm and 30 mm). Tested samples were made of carbon-epoxy composite with reinforcement configuration identical to the layer system of TEBUK demonstrator. Samples after the impact test were subjected to ultrasonic inspection in order to determine the outline of delamination. The aim of the present study was to determine the hole diameter, which reduces the residual strength to the strength level of impacted plate. The collected results were insufficient to uniquely identify an equivalent diameter of the hole, which was caused by the lack of a clear relationship between the diameter of the delami nation/hole and residual strength of the tested samples.
Źródło:: Prace Instytutu Lotnictwa; 2016, 3 (244); 18-25
0509-6669
2300-5408
Pojawia się w:: Prace Instytutu Lotnictwa
Dostawca treści:: Biblioteka Nauki

Artykuł

Zmień widok

na półce

Informacja

Wyszukujesz frazę "delaminacja" wg kryterium: Temat

Źródło danych

Dostawca treści

Kolekcja

Rok wydania

Wydawca

Temat

Autor

Typ dokumentu

Język