LABORATORIO
Strutture sandwich per veicoli
aeronautici con anima flessa sotto
carico d’impatto
bs
S . H e im
❱ S . H e i m b s , P. M e d d e n d o r f - E A D S I n n o v a t i o n W o r k s G e r m a n y
C . H a m p f , F. H ä h n e l , K . W o l f , I n s t i t u t f ü r L u f t - u n d R a u m f a h r t t e c h n i k Te c h n i s c h e U n i v e r s i t ä t D r e s d e n ❰
Riassunto
Le strutture flesse realizzate con materiale composito
hanno attirato l’attenzione
dell’industria aerospaziale,
ad esempio per le promettenti strutture d’anima sandwich. In questo articolo si
analizza in via sperimentale
e numerica il comportamento meccanico di queste strutture sandwich con anima
flessa, realizzate in vetroresina, sotto carico d’impatto
a bassa velocità. In una prima
analisi ci si sofferma sulle
proprietà dell’anima sottoposta alle forze di taglio di
compressione e trasversali,
come base di partenza per la
convalida dei modelli della
simulazione. Si descrivono i
test dell’impatto a bassa velocità con vari livelli di energia, in relazione al danno
valutato della parte esterna
e dell’anima, infine simulati
con LS-DYNA. Queste simulazioni sono state utilizzate per compiere le ricerche
sull’influsso esercitato dai
vari parametri sulla risposta
all’impatto, dal punto di vista numerico.
Introduzione
Le strutture sandwich con
superficie esterna in composito e anima a cella sono note
per la loro sorprendente rigidità e tenacità e, per questo
motivo, da molti anni ormai,
sono utilizzate per la realizzazione di strutture di veicoli aeronautici. Gli esempi
sono le carenature aerodinamiche (carenature del ventre, portanti e del bordo di
uscita oppure le superfici di
comandi (timoni, alettoni)
[vedi Rif. 1]. Dal momento
che la riduzione di peso è un
aspetto chiave della progettazione di un velivolo, l’applicazione delle strutture
sandwich è sempre più diffusa. Per grandi aerei di linea, in passato, sono stati
messi a punto progetti finalizzati all’utilizzo di complessi sandwich nella struttura
principale, ad esempio la fusoliera del velivolo stesso
[vedi Rif. 2] e [Rif. 4], già
realizzati in aerei jet di piccole dimensioni [vedi Rif. 5]
e [Rif. 8]. Una questione
molto importante è l’identificazione di un materiale
d’anima sandwich adeguata
a questi scopi. Attualmente,
per le strutture sandwich dei
velivoli, si utilizzano principalmente le anime a nido
d’ape Nomex®, per le loro
vantaggiose proprietà meccaniche e antifiamma.
Eppure, queste celle a nido
d’ape chiuse possono causare l’ingresso e l’accumulo
di acqua di condensazione,
che aumenta il peso a discapito delle loro proprietà [vedi
Rif. 8] e [Rif. 10]. Quindi, le
strutture d’anima sandwich
flesse, nel corso degli ultimi dieci anni, hanno attirato sempre di più l’interesse
dell’industria aerospaziale,
come possibile alternativa
che permette la ventilazione
attraverso i canali di drenaggio anche per processi di
fabbricazione intensivi [vedi
Rif. 11] e [Rif. 14]. Queste
strutture d’anima flessa possono essere costruite utilizzando una grande varietà di
materiali e con geometrie infinite, quindi possono essere
personalizzate in base ad esi-
genze applicative specifiche.
Un inconveniente delle strutture sandwich è rappresentato
dalla loro bassa resistenza all’impatto da carico che agisce perpendicolarmente al
piano della struttura sandwich, risultante dalle superfici a basso spessore e dalla
resistenza poco elevata dell’anima al carico di compressione localizzato. I casi di
impatto che influiscono sulle
strutture del velivolo variano
dall’impatto a bassa velocità
(ad es. per caduta di un utensile, grandine o terra), a impatti di velocità intermedia (ad
es. frammenti dalla rampa o
di pneumatico) fino agli impatti ad alta velocità (ad es.
urto di volatili, grandine durante il volo, parti del motore).
In questo articolo si descrive una ricerca sperimentale
e numerica della risposta
LABORATORY
Aircraft sandwich structures with folded core under impact load
❱ S. H e i m b s , P. M e d d e n d o r f - E A D S I n n o v a t i o n Wo r k s Ge r m a n y
C . H a m p f , F. H ä h n e l , K. Wo l f , I n s ti t u t f ü r L u f t - u n d R a u m f a h r tt e c h n i k - Te ch n i s ch e U n i v e r s i tä t Dr e s d e n ❰
Abstract
Folded structures made of composite materials have gained interest in the aerospace industry
as a promising sandwich core
structure. In this paper the mechanical behaviour of such a
sandwich structure with a
folded core made of carbon fibre-reinforced plastic under low
velocity impact loads is investigated experimentally and numerically. At first the core
properties under compressive
and transverse shear loads are
characterised building a basis
for the validation of the simulation models. Low velocity impact tests under various energy
levels are described with respect
COMPOSITESOLUTIONS
to the evaluated damage of face
and core and are finally simulated with LS-DYNA. These simulations were used to investigate
the influence of different parameters on the impact behaviour numerically.
Introduction
Sandwich structures with composite faces and a cellular core
are known for their outstanding
weight-specific stiffness and
strength properties and have
therefore been used in aircraft
structures for many decades.
Examples are aerodynamic fairings (belly fairing, leading and
trailing edge fairings) or control
surfaces (rudders, ailerons)
[See Ref. 1]. Since weight reduction is a main driver in aircraft design, the application of
sandwich structures is constantly increasing. Even concepts for the utilisation of
sandwich structures in the primary structure, i.e. the aircraft
fuselage, have been developed
in the past for large airliners
[See Ref. 2]-[Ref. 4] and have
already been realised in smaller
business jets [See Ref. 5]-[Ref.
8]. One main issue is to identify
an adequate sandwich core material for these purposes. Nowadays, Nomex® honeycomb
cores are prevalently used in
aircraft sandwich structures because of their favourable me-
chanical and fire safety properties. But these closed honeycomb cells can lead to an
inclusion and accumulation of
condensation water, which increases weight and reduces the
properties [See Ref. 8]-[Ref.
10]. Therefore, folded sandwich
core structures have gained interest of the aerospace industry
in the past years as an alternative allowing for a ventilation
through drainage channels and
also for efficient fabrication
processes [See Ref. 11]-[Ref.
14]. Such folded core structures
can be manufactured from a variety of materials and in unlimited geometries and can
therefore be tailored for a specific application.
One known shortcoming of
sandwich structures is their low
resistance against impact loads
acting normal to the sandwich
plane, which is a result of the
typically very thin faces and the
low resistance of the core against
local compressive loads. Impact
scenarios affecting aircraft structures range from low velocity impacts (e.g. tool drop, hail on
ground) over intermediate velocity impacts (e.g. runway debris, tire fragments) to high
velocity impacts (e.g. bird strike,
hail in flight, engine parts).
This paper presents an experimental and numerical investigation of the low velocity impact
behaviour of a composite sandwich structure with a folded
A E R O & S PA C E • n . 3 / 2 00 9
7
LABORATORIO
all’urto a bassa velocità di
una struttura sandwich in
composito con anima flessa,
realizzata con vetroresina
(CFRP). In primo luogo,
l’anima e la struttura sandwich sono caratterizzate dal
loro materiale, geometria e
processo produttivo. In secondo luogo, si presenta la
serie di test sperimentali per
la determinazione delle proprietà meccaniche dell’anima
e la risposta all’urto in varie
condizioni di potenza.
In base a questi dati, sono
stati creati modelli di simulazione numerica della struttura sandwich e condotte
simulazioni di casi di impatto dinamico con LS-DYNA,
al fine di accrescere il bagaglio di informazioni degli
stati di sollecitazione durante
l’impatto e condurre studi
dei vari parametri.
Materiali e processo
produttivo
L’area tematica centrale di
questo articolo è la struttura
sandwich in composito realizzata con i seguenti componenti: le superfici esterne
sono state fabbricate con i
Fig. 1 - Struttura d’anima CFRP flessa / Fig. 1 - CFRP folded core structure
In questo caso, è stata eseguita una stratificazione di
3-ply [0°/90°/0°] di strati
prepreg unidirezionali come
materiale della parete a celle
d’anima flessa (Fig. 2).
Il processo produttivo si basa
sullo stampaggio del laminato piano fra due matrici
[vedi Rif. 15]. Eppure, diversamente dall’imbutitura
in profondità, le matrici sono
trasformabili in modo che il
materiale prepreg si ripieghi
senza allungarsi.
Dopo la piegatura, è reticolato in un’autoclave.
Il modello ripiegato ha una
semplice forma a zing-zag,
basata sulla geometria della
cella, presentata in figura 3.
Il margine flesso superiore è
più che altro piano e non a
contorni affilati, per via della
matrice che riduce la curvatura e l’estensione delle fibre
potenzialmente rotte.
La densità totale dell’anima
CFRP flessa era pari a 102
kg/m3. Le superfici esterne
sono state poi legate all’anima flessa utilizzando
l’adesivo strutturale a base
di epossidiche Epibond 1590
A/B. Così facendo, la struttura sandwich è stata fabbricata su una pressa a caldo
per 4 ore a 75°C e 3 bar.
prepreg in fibra di carbonio/
epossidiche (CF/EP) Cytec
977-2/HTS per uso aerospaziale in una stratificazione
di 16-ply quasi isotropica
pari a [45°/90°/-45°/0°/45°/
90°/-45°/0°]s e reticolati in
autoclave. Lo spessore risultante della superficie esterna
era pari a 2 mm.
La struttura d’anima flessa
è anch’essa realizzata con
CF/EP e prodotta al Politecnico Kazan /Russia (Fig. 1).
Fig. 2 - Micrografie del margine superiore della piegatura e laminato a
parete cellulare CFRP
Fig. 2 - Micrographs of top folding edge and CFRP cell wall laminate
LABORATORY
core made of carbon fibre-reinforced plastic (CFRP). First the
core and sandwich structure are
characterised by their material,
geometry and manufacturing
process. Then the experimental
test series for the determination
of the mechanical properties of
the core and the impact behaviour under various energy levels
is presented. Based on these
data numerical simulation models of the sandwich structure
were generated and dynamic impact simulations with LS-DYNA
were conducted to gain further
insights into the stress states
during impact and to perform
various parameter studies.
Materials and manufacturing
The focus of this paper is a composite sandwich structure made
of the following constituents:
The faces were fabricated from
8
Fig. 3 - Unità cella dell’anima flessa CFRP con misure in mm
Fig. 3 - Unit cell of CFRP folded core with measures in mm
the aerospace grade carbon fibre/epoxy (CF/EP) prepreg
Cytec 977-2/HTS in a 16-ply
quasi-isotropic lay-up of [45°/90°/
-45°/0°/45°/90°/-45°/0°]S and
were cured in an autoclave. The
resulting face thickness was 2 mm.
The folded core structure is also
made of CF/EP and was manufactured by the Kazan State Technical University/Russia (Fig. 1).
A E RO & SPA C E • n . 3 / 2 009
In this case a 3-ply [0°/90°/0°]
lay-up of unidirectional prepreg
layers was used as the cell wall
material of the folded core
(Fig. 2). The manufacturing
process is based on the forming
of the flat laminate between two
matrices [see Ref. 15]. But in
contrast to deep drawing, the
matrices are transformable so
that the prepreg material is
folded without being elongated.
After folding it is cured in an
autoclave. The folding pattern
is a simple zigzag shape, based
on the unit cell geometry in figure 3. The top folding edge consists more of a plateau than a
sharp edge resulting from the
matrices, which reduces the curvature and the extent of potentially broken fibres. The total
density of the CFRP folded core
was 102 kg/m³.
The faces were bonded onto the
folded core using the epoxybased structural adhesive Epibond 1590 A/B. In this manner
the sandwich structure was fabricated on a hot press during 4
h at 75°C and 3 bar.
Experiments
The experimental part is divided
into the characterisation of the
CFRP folded core’s mechanical
properties under compressive
and transverse shear loads,
which gives important data for
the validation of the numerical
model, and the low velocity impact testing.
Mechanical properties
Both for the compression tests
according to DIN 53291 and the
transverse shear tests according to DIN 53294 sandwich
specimens of 150 mm x 150 mm
and an Instron universal testing
machine with a laser-controlled
displacement measurement system were used (Fig. 4).
The compressive behaviour was
dominated by a cell wall fracture in the middle of the specimens after initial buckling. The
angular geometry leads to a
loss of contact and load transfer
between the upper and lower
side resulting in a drop of the
stress level to low values. As the
compression continues more
COMPOSITESOLUTIONS
Parte sperimentale
La parte sperimentale si divide nella caratterizzazione
delle proprietà meccaniche
dell’anima flessa CFRP sotto
forze di taglio di compressione e trasversali, che forniscono dati importanti ai
fini della convalida del modello numerico e per il test
dell’impatto a bassa velocità.
P r o p r i e t à m ec c a n i c h e
Sia per i test della compressione, compiuti in base a
DIN 53291 che per i test
delle forze di taglio trasversali, compiuti in base a DIN
53294, sono stati impiegati
campioni sandwich di 150 mm
x 150 mm con l’ausilio delle
attrezzature da test universali
Instron, dotate di sistema di
misura del dislocamento a
controllo laser (Fig. 4).
La risposta alla forza di compressione era data da una
frattura della parete della
cella nella parte centrale dei
campioni dopo la deforma-
zione di compressione iniziale. La geometria angolare
determina una perdita del
contatto e un trasferimento
di carico fra le parti superiore e inferiore, da cui deriva una diminuzione del
grado di sollecitazione fino a
raggiungere valori bassi.
Con il progredire della compressione un numero superiore di pareti di celle entrano
fra loro in contatto scontrandosi nella parte opposta, così
da determinare una curvatura fino alla regione di addensamento (Fig. 5). Oltre ai
test quasi-statici, sono stati
eseguiti anche i test della
compressione dinamica a
300 s-1 e 500 s-1 in una stazione per le prove dinamiche, per studiare il grado di
dipendenza della risposta
alla compressione [vedi Rif.
16]. Tuttavia, non si è verificato alcun caso di deformazione, in altri termini, il
grado di sollecitazione non è
stato influenzato dal livello
di carico.
sollecitazione da compressione [MPa]
compressive stress [MPa]
LABORATORIO
addensamento
densification
picco / peak
zona di collisione
crushing zone
deformazione da compressione [%]
compressive strain [%]
Legame
Buckling
Rottura
Fracture
Fig. 5 - Diagramma delle sollecitazioni da compressione e risposta della parete
di cella dell’anima CFRP flessa (con percentuale di deformazione)
Fig. 5 - Compressive stress diagram and cell wall behaviour of CFRP folded core
(with percentage strain)
Fig. 6 - Superficie del campione sandwich scollato
Fig. 6 - Surface of the debonded sandwich specimen
Questo effetto era prevedibile, dal momento che la sollecitazione da urto di CFRP
a questi livelli di deformazione non è considerata dipendente dal grado di compressione, se non solo mar-
ginalmente [vedi Rif. 17].
I test della resistenza alle
forze di taglio si sono rivelati
infine limitati dall’alta resistenza della struttura CFRP
che ha causato uno scollamento fra l’anima e le lastre
di carico nello stesso punto.
Nonostante ciò, oltre alla rigidità di taglio, i risultati di
questo test hanno fornito
nuove informazioni sulla
qualità del legame. Uno
sguardo più attento alla superficie mostra che la separazione è determinata dalla
delaminazione dello strato
CFRP esterna dell’anima
flessa (Fig. 6). Si è inoltre
osservata la degradazione
coesiva locale del materiale
nel legame, ma non la degradazione adesiva.
Il laminato CFRP degli strati
superficiali esterni è un materiale standard ben noto in
campo aerospaziale, insieme
alle proprietà meccaniche riscontrate in via sperimentale.
Quindi, nell’ambito di questo lavoro di ricerca non
sono stati eseguiti ulteriori
test del materiale superficiale.
Tes t de ll’ impa tt o a ba s sa
v el o c i t à
I test dell’impatto a bassa velocità sono stati eseguiti su
una stazione per le prove dinamiche con un maglio sferico dal diametro di 1 in.
(25.4 mm) e massa di 1.15 kg.
La lastra sandwich con
LABORATORY
Fig. 4 - Test della compressione (a) e delle forze di taglio trasversali (b)
dell’anima flessa CFRP
Fig. 4 - Compression (a) and transverse shear testing (b) of CFRP folded core
cell walls come into contact and
are crushed at the opposite side
leading to the progressive curve
up to the densification region
(Fig. 5).
In addition to quasi-static testing, dynamic compression tests
at 300 s-1 and 500 s-1 were conducted on a drop tower facility
to investigate the rate-dependency of the compressive behaviour [see Ref. 16]. However,
no strain rate effect occurred,
i.e. the stress level was not influenced by the loading rate.
This could be expected since the
crushing stress of CFRP at
these strain rates is regarded as
not or at most marginally ratedependent [see Ref. 17].
The shear testing turned out to
be limited by the high strength
COMPOSITESOLUTIONS
of the CFRP structure leading
to a debonding between core
and loading plates at some
point of the experiment. However, besides the shear stiffness
the results of these tests give additional information on the
bonding quality. A closer look at
the surface shows that the separation is driven by a delamination of the outer CFRP layer of
the folded core (Fig. 6). Local
cohesive failure of the bonding
material can be found as well,
but no adhesive failure occurred.
The CFRP laminate for the face
layers is a well-known aerospace standard material and
experimentally determined mechanical properties were available. Therefore, no additional
testing on the face material was
performed in the framework of
this study.
Low velocity impact t ests
The low velocity impact tests
were performed on a Dynatup
8250 drop tower with a spherical impactor of 1 in. (25.4 mm)
diameter and a mass of 1.15 kg.
The sandwich plate of 300 mm x
300 mm used for the impact
testing was fixed on a solid support (Fig. 7). With the zigzag
pattern marked on the top surface a specific impact location
on the folded core cell walls or
in-between could be targeted.
In this study all impacts were
uniformly located in the middle
of a cell wall edge. Impact energies of 5 J, 10 J, 20 J, 30 J,
50 J and 75 J were tested by increasing the drop height, respectively.
The impact damage caused in
the upper CFRP face was eval-
uated using ultrasonic C-scan
inspection as a non-destructive
testing method. The core failure
was analysed by cutting crosssections through the impact
point.
Figure 8 gives an overview of
these results. The C-scan inspection proved delaminations
between multiple layers of the
upper face laminate to occur already for the lowest energy level
tested. The failure mechanism
known from impact studies on
thin monolithic laminates,
where matrix cracks are initiated at the back side of the laminate due to bending and
progress through delaminations
to the upper layers [see Ref.18],
seems to be valid for this case as
well. Interestingly, the propagation of these delaminations is
limited by the neighbouring cell
edge attachments leading to
rectangular delamination patterns for higher energies and a
very localised damage.
Also a damage of the folded
core can be figured out for the
lowest energy level of 5 J. The
cell directly under the impact
point is crushed in the upper
part, while the neighbouring
cells seem to be undamaged. At
50 J about one third of the cell
is crushed, at 75 J the cell is
crushed almost completely.
The corresponding impact force
plots are shown in Figure 9.
The drops in the curve indicate
intra- and interlaminar failure
taking place inside the laminates.
It can be seen that the maximum
load level for energies higher
than 10 J is almost the same
and does not exceed 8 kN.
The elastic energy of the system, leading to a rebound
of the impactor, was almost constant with approx. 5 J for all
energy levels (3 J for the 5 J impact).
A E R O & S PA C E • n . 3 / 2 00 9
9
LABORATORIO
dimensioni pari a 300 mm x
300 mm, utilizzata per il test
dell’urto, è stata fissata su
un supporto solido (Fig. 7).
Con il modello a zig-zag
tracciato sulla superficie superiore è stato individuato un
punto di impatto specifico
sulle pareti della cella dell’anima flessa oppure fra
esse. In questo studio tutti
gli urti sono stati localizzati
in modo uniforme al centro
di un contorno della parete
della cella. Le energie d’impatto pari a 5 J, 10 J, 20 J, 30
J, 50 J e 75 J sono state esaminate rispettivamente incrementando l’altezza del
movimento in caduta.
Il danno subito dalla superficie superiore CFRP per caduta è stato valutato utilizzando
l’ispezione a scansione a ultrasuoni C come metodo di
analisi non distruttivo. La
degradazione dell’anima è
stata analizzata tagliando le
sezioni trasversali attraverso
il punto dell’impatto.
La figura 8 fornisce un quadro generale di questi risultati. La verifica, mediante
scansioni C, ha dimostrato
che le delaminazioni fra gli
strati multipli della superficie superiore del laminato
LABORATORY
Fig. 7 - Test dell’urto su una stazione da test della caduta
Fig. 7 - Impact testing on a drop tower facility
avvenivano già ai livelli più
bassi di energia prodotta nell’esperimento. Il meccanismo di degradazione noto
grazie agli studi dell’impatto
sui laminati monolitici, dove
le screpolature della matrice
si evidenziano sul lato posteriore del laminato per via
della flessione e dell’evoluzione attraverso le delaminazioni fino agli strati superiori
Visione dallʼalto / Top view
Scansione C a ultrasuoni (danneggiamento superficiale) / Ultrasonic C-scan (face damage)
Although various data can be
recorded during an experiment
and afterwards by destructive
or non-destructive damage evaluation methods, finite element
(FE) simulations offer the opportunity of more detailed
analyses of failure initiation and
propagation or stress levels during loading. Furthermore, parameter studies can be
performed numerically allowing
for an efficient investigation of
different factors influencing the
structural behaviour. Therefore,
a numerical analysis of the low
velocity impact tests using the
commercial explicit FE- software LS-DYNA was conducted.
10
pari a 50 J, un terzo della
cella viene frantumata e a 75 J
la cella è quasi completamente distrutta. I grafici
della forza d’impatto corrispondente sono presentati in
figura 9. Le ricadute della
curva indicano una degradazione intra e interlaminare.
Si può osservare che il livello massimo di carico per
una produzione di energia
superiore a 10 J è quasi il
medesimo e non supera gli
8 kN. L’energia elastica del
sistema, che provoca il rimbalzo del maglio, si è mantenuta costante con energie
sprigionate pari a circa 5 J a
tutti i livelli (3 J per l’impatto da 5 J). L’energia cinetica iniziale residua è stata
assorbita dal pannello sandwich creando le superfici
screpolate.
Simulazione numerica
Sebbene sia possibile registrare vari dati durante l’esperimento e dopo, con
metodi di valutazione del
danno distruttivi o non distruttivi, le simulazioni dell’elemento finito (FE) offrono l’opportunità di compiere
Visione trasversale (danneggiamento dellʼanima) / Cross-sectional view (core damage)
The rest of the initial kinetic energy was absorbed by the sandwich panel by creating fracture
surfaces.
Numerical simulation
[vedi Rif. 18], sembra essere
confermato anche in questo
caso.
È interessante osservare che
la propagazione di queste delaminazioni è limitata dalle
propaggini del margine della
cella confinante, da cui derivano i modelli di delaminazione
rettangolare per produzioni
di energia superiori e nei casi
di danneggiamenti molto localizzati.
È possibile anche configurare un danneggiamento dell’anima flessa nei casi di
produzioni di energia minimi, pari a 5 J. La cella direttamente al di sotto del
punto di impatto viene frantumata nella parte superiore,
mentre le celle confinanti rimangono apparentemente illese. Con livelli energetici
Fig. 8 - Risultati valutativi del danno nel test dell’urto a bassa velocità
Fig. 8 - Damage evaluation results of low velocity impact tests
Fig. 9 - Risultati della forza d’impatto dei test dell’urto a bassa velocità
Fig. 9 - Damage evaluation results of low velocity impact tests
A E RO & SPA C E • n . 3 / 2 009
Model development
The model generation was done
on a parametric basis reducing
the pre-processing work and offering an efficient way of investigating different folded core
geometries [see Ref.19]. Both
for the faces and the folded
core’s cell walls bilinear shell
elements with uniformly reduced
integration and the composite
material model MAT54 in LSDYNA were used. This constitutive law is based on orthotropic
linear elastic behaviour and
brittle failure with failure criteria
by Chang/Chang. The connection of face and core elements
was done by a tied contact formulation without failure.
The impactor was modelled as a
spherical rigid body.
In order to separately validate
the folded core model, simulations of the compression and
shear tests were performed (Fig.
10). In this study the influence of
COMPOSITESOLUTIONS
LABORATORIO
analisi più dettagliate dell’insorgere del fenomeno di
degradazione o della propagazione o dei livelli di sollecitazione durante il carico.
Inoltre, gli studi dei parametri possono essere compiuti
numericamente consentendo
di fare indagini efficaci sui
differenti fattori che influiscono sulla risposta strutturale. Quindi, è stata eseguita
l’analisi numerica dei test
dell’impatto a bassa velocità,
con l’ausilio del software FE,
in commercio LS-DYNA.
S vilu ppo de l mode llo
La creazione del modello è
stata effettuata sulla base dei
parametri di derivazione del
pretrattamento trovando una
modalità efficace di studio
delle varie geometrie dell’anima flessa [vedi Rif. 19].
Sia per le superfici che per le
pareti della cella d’anima
flessa sono stati impiegati
elementi a guscio bilineari
con integrazione ridotta uniforme e il modello del materiale composito MAT54 in
LS-DYNA. La legge costitutiva si basa sul comportamento elastico ortotropico e
sulla degradazione da frantumazione secondo i criteri
di Chang/Chang. La connessione degli elementi superficiali e d’anima è stata eseguita mediante una formula
del contatto legato senza degradazione. Il maglio è stato
modellato in modo che avesse una forma sferica rigida.
Per convalidare separatamente il modello d’anima
flessa, sono state eseguite le
simulazioni delle prove di
compressione e di resistenza
al taglio (Fig. 10).
In questa analisi è stato compiuto inoltre lo studio dell’effetto esercitato dalla dimensione della maglia giudicato consistente.
La rigidità compressiva era
stata preannunciata nel modello FE, in cui era chiaramente visibile la distorsione
dell’orientamento della fibra
del laminato risultante dal
processo di produzione, vale
a dire che gli strati a 0° non
erano orientati parallelamente ai margini delle pareti
delle celle, ma con una deviazione di circa 7°.
Fig. 10 - Convalida del modello della struttura d’anima flessa con simulazione
del test della compressione
Fig. 10 - Model validation of folded core structure by compression test simulation
Questa ed altre imperfezioni,
riscontrate normalmente in
tutte le strutture cellulari influenzano la risposta meccanica e devono essere spiegate
con un modello FE in mesoscala [vedi Rif. 19].
Il modello è stato adattato di
conseguenza.
Gli elementi shell sono stati
utilizzati per i laminati superficiali sandwich da 16
strati.
Tuttavia, questi elementi
bidimensionali non riescono
a rappresentare le delaminazioni come modalità di degradazione interlaminare,
sebbene gli esperimenti dimostrino che questi casi di
delaminazione giocano un
ruolo predominante nell’assorbimento dell’energia.
Una soluzione è l’impiego di
un certo numero di elementi
a guscio separati nella direzione dello spessore, secondo le teorie del contatto
Sollecitazione effettiva [MPa]
Effective stress [MPa]
della delaminazione interposta [vedi Rif. 20].
Eppure, al fine di limitare la
modellazione e il lavoro di
calcolo, è stata presa in considerazione una semplificazione.
L’energia assorbita dalla delaminazione doveva essere
rappresentata da un meccanismo alternativo del modello, come già sperimentato
in studi precedenti [vedi
Rif. 21] e [Rif. 22].
In questo caso, anziché il
caso di una degradazione per
frantumazione, il grado di
sollecitazione del materiale
superficiale è stato mantenuto ad un livello costante
per la compressione e la trazione in direzione della matrice e per compressione in
direzione della fibra.
Il deterioramento totale è avvenuto soltanto nei casi di
rottura della fibra per trazione.
S i m u l a z i o n i d e l l ’ i m p at t o
Le simulazioni dell’impatto
sono state eseguite per tutti i
livelli di produzione di energie analizzati e i risultati
sono stati confrontati con i
dati sperimentali (Fig. 11).
In generale, le curve che rap-
LABORATORY
mesh size was also investigated
and found out to be significant.
Furthermore, the compressive
stiffness was over-predicted in the
FE-model, which could be explained by a visible distortion of
the laminate’s fibre orientation
resulting from the manufacturing
process, i.e. the 0°-layers were
not oriented in parallel to the cell
wall edges but distorted about
7°. Such and other imperfections,
which normally occur in all cellular structures, influence the mechanical behaviour and have to
be accounted for in a meso-scale
FE-model [see Ref.19]. The
model was calibrated accordingly.
Shell elements were used for the
16-ply sandwich face laminates.
However, these 2D-elements are
not able to represent delaminations as an interlaminar failure
mode, although the experiments
showed that these delaminations
play a predominant role for the
COMPOSITESOLUTIONS
Fig. 11 - Simulazione dell’impatto (a sinistra) e sezione trasversale delle sollecitazioni effettive (a destra) (in questo
caso: impatto da 30 J, momento di massima incisione)
Fig. 11 - Impact simulation (left) and cross-sectional view of effective
stresses (right) (here: 30 J impact, moment of maximum indentation)
energy absorption. One solution
is the utilisation of a number of
separate shell elements in thickness direction connected by
delamination contact laws in-between [see Ref.20]. But to limit
the modelling and computational
effort, in this study a simplification was investigated. The energy
absorbed by delamination was to
be represented by an alternative
mechanism in the model, as it
was done in previous studies before [see Ref.21], [Ref. 22]. In
this case, instead of a brittle failure the stress level of the face
material was kept at a constant
level for compression and ten-
sion in matrix direction and compression in fibre direction.
A complete failure could only occur under tensile fibre rupture.
Impact simulations
The impact simulations were
conducted for all tested energy
levels and the results were compared to the experimental data
(Fig. 11). In general, the force
and energy curves showed good
consistency (Fig. 12) and the local core failure was comparable
to the cross-sectional views in
Figure 8. However, the faces in
the models turned out to be
slightly too stiff, which led to an
under-prediction of the indentation depth, especially for
higher energies. This is ascribed
to the lack of delamination modelling, since the interlaminar
failure reduces significantly the
transverse shear strength of the
laminate and allows for larger
deformations under transverse
loads in reality. The evaluation of
the simulation results approved
the theory that the impact loading is limited to a very local area
of the sandwich structure. The
impacted folded core cell as well
as the neighbouring cells on both
sides are stressed, any further
core cells and the respective face
areas are unstressed, even for
the highest energies (Fig. 11).
This is the result of the very stiff
structure. The core inhibits bending deformations of the upper
face and only crushes locally.
Only at these areas of lost support the face is bended and damaged consequentially.
The predominant failure mode
of the upper face laminate is matrix tensile failure initiated in and
propagating from the bottom ply,
which is the tensile side under
bending load. When reducing the
impact velocity in the model, i.e.
the corresponding energy level,
to evaluate the energy at damage
initiation, it was found out that
damage in the face laminate is
initiated at a much lower energy
level as it is in the core structure.
Parameter studies
The simulation model was used
- in consideration of its known
simplifications - for several pa-
A E R O & S PA C E • n . 3 / 2 00 9
11
LABORATORIO
La modalità di degradazione
predominante del laminato
del lato superiore è il caso
di deterioramento da trazione della matrice all’interno e diffusa dallo strato
inferiore, vale a dire il lato in
trazione sotto carico di flessione.
Quando si riduce la velocità
d’impatto nel modello, vale a
dire il grado corrispondente di energia prodotta, per
valutare l’energia sprigionata nelle fasi iniziali del
Energia: Esperimento / Energy: Experiment
Energia: Simulazione / Energy: Simulation
Forza: Esperimento / Force: Experiment
Forza: Simulazione / Force: Simulation
forza [kN] / force [kN]
eventuali celle d’anima e rispettive aree superficiali,
anche nei casi in cui si sprigionano massimi livelli di
energia (Fig.11).
Questo risultato è possibile
grazie a una struttura molto
rigida.
L’anima inibisce le deformazioni da curvatura della superficie superiore e entra in
collisione solo localmente.
Soltanto in queste aree scoperte, la superficie si piega
subendo il danneggiamento.
energia [J] / energy [J]
presentano la forza e l’energia hanno dimostrato una
chiara coerenza (Fig. 12) e il
deterioramento locale dell’anima si è rivelato equivalente al caso presentato in
figura 8 delle sezioni trasversali.
Tuttavia, le superfici e i modelli si sono rivelati troppo
rigidi, con la conseguente
sottostima della profondità
dell’incisione, in particolare
nei casi di produzione di alti
livelli di energia.
Ciò può essere ascritto alle
carenti modellizzazioni della
delaminazione, in quanto la
degradazione interlaminare
riduce in modo significativo
la resistenza alle forze di taglio del laminato rendendo
possibili deformazioni più
ampie sotto il carico trasversale delle condizioni reali.
La valutazione dei risultati
della simulazione ha infine
accolto la teoria secondo la
quale il carico d’impatto si
limita ad un’area ben localizzata della struttura sandwich.
La cella d’anima flessa che
subisce l’urto così come le
celle confinanti su entrambi
i lati sono sottoposte a sollecitazioni, al contrario di altre
tempo [ms]
time [ms]
Fig. 12 - Grafici della forza e dell’energia degli esperimenti e simulazioni
(in questo caso impatto da 30 J)
Fig. 12 - Force and energy plots of experiment and simulation
(here: 30 J impact)
danneggiamento, è stato riscontrato che il danneggiamento stesso del laminato superficiale ha luogo anche con un grado inferiore
di produzione di energia,
come nel caso della struttura d’anima.
Stu d i d e i p a ra me tr i
È stato utilizzato il modello
della simulazione in considerazione della sua semplificazione nota, per quanto
concerne diversi studi dei parametri per l’analisi degli influssi delle condizioni di
bloccaggio, del punto dell’impatto e della geometria
dell’anima flessa.
Quando la lastra sandwich è
sostenuta soltanto ai margini
e non su tutta la superficie
del lato inferiore, è possibile
una deformazione da flessione più ampia di tutta la
struttura sotto carico d’impatto.
Da una parte, la somma delle
deformazioni elastiche della
struttura è maggiore e quindi,
la trasformazione dell’energia cinetica nella frattura interna è inferiore, dall’altra,
in questo caso non solo la
superficie superiore del laminato subisce il danneggia-
mento, ma anche la parte inferiore. Il punto in cui avviene
l’impatto esercita un’influsso
inferiore sui risultati della simulazione. Oltre all’urto nella
parte centrale dei margini
della cella dell’anima flessa
come visto precedentemente,
l’angolo dei due margini della
cella e lo spazio compreso fra
due pareti della cella subiscono l’urto (Fig. 13a). In
quest’ultimo caso, la profondità dell’incisione è leggermente superiore in quanto è
presente un minore supporto
dell’anima per la prevenzione
della flessione localizzata. Nel
terzo studio è stata modificata
la geometria dell’anima flessa
del modello variando le misure a zig-zag, ma mantenendo la stessa densità
globale della struttura dell’anima. Lo spazio fra due
celle è inferiore nella geometria modificata (Fig. 13b).
Quindi, l’area sollecitata è ancor più localizzata che nel
caso precedente.
Conclusioni
È stato analizzato in via sperimentale e secondo un modello
numerico il comportamento
LABORATORY
rameter studies to investigate
e.g. the influence of the clamping
conditions, the influence of the
impact location and the influence of the folded core geometry.
When the sandwich plate is supported only at the edges instead
of the whole surface of the lower
face, a larger bending deforma
tion of the complete structure under impact load is permitted.
On the one hand, the sum of
elastic deformation of the structure is higher, and therefore the
transformation of the kinetic energy into internal fracture is
lower. On the other hand, in this
case not only the upper but also
the lower face laminate is damaged.
The impact location only has a
minor influence on the simulation results.
Besides impacting the middle of
the folded core cell edges as before, the corner of two cell edges
as well as the space between two
12
cell walls were impacted (Figure
13a).
In the latter case the indentation depth was marginally
higher because less support of
the core against local bending is
present.
In the third study the folded core
geometry was modified in the
model by changing the zigzag
measures while maintaining the
same global density of the core
structure. The cell space between two cells was lower for
the modified geometry (Figure
13b).
Therefore, the stressed area was
even more localised than in the
former case.
Conclusions
The mechanical behaviour of
CFRP sandwich structures with
folded core under low velocity
impact loads was analysed ex-
A E RO & SPA C E • n . 3 / 2 009
perimentally and numerically.
Preliminary compression and
shear tests showed high stiffness
and strength values leading to a
very localised failure under impact loads, since a global bending deformation of the impacted
upper face layer is inhibited.
Additionally, the delamination
propagation in the face laminate is limited by the adjacent
core cell connections.
Simulation models of the sandwich structure with folded core
based on the composite material
model in LS-DYNA were generated and calibrated.
Despite the simplification with
respect to the treatment of delaminations, simulation results
with an acceptable consistency
could be obtained permitting
the utilisation of these models
for subsequent numerical parameter studies regarding impact location, boundary conditions or
folded core geometry.
While such composite sandwich
structures are characterised by
a very complex failure behaviour, numerical simulations
showed the ability to be a useful
tool to get a deeper insight into
the stress distribution in the
structure and the damage initiation. Such simulations can also
be used for an enhancement of
the sandwich structure’s impact
behaviour with respect to core
geometry or material.
Potential of improvement for
further studies is seen in the incorporation of delamination
contacts or cohesive interface
elements to better cover the energy absorption of interlaminar
failure.
Furthermore, the extension of
experimental test series will allow for a comparison with other
folded core materials or other
established sandwich core
structures also with respect to
their residual strength.
Acknowledgements
This work is part of the EU project CELPACT “Cellular Structures for Impact Performance”
within the Sixth Framework Programme of the European Commission
(contract
AST5-CT-2006-031038, 20062009). The authors gratefully
acknowledge the funding of the
research activities.
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al. (eds.), Sandwich Structures
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Conference on Sandwich Structures, Aalborg, Danmark, 29-31
August 2005, pp. 13-26, (2005).
COMPOSITESOLUTIONS
LABORATORIO
Sollecitazione effettiva [MPa] / Effective stress [MPa]
Sollecitazione effettiva [MPa] / Effective stress [MPa]
Fig. 13 - Simulazione dell’impatto (a) e sezione trasversale delle sollecitazioni effettive (b) (in questo caso: impatto da 30 J, momento di massima incisione)
Fig. 13 - Impact simulation (a) and cross-sectional view of effective stresses (b) (here: 30 J impact, moment of maximum indentation)
meccanico delle strutture
sandwich CFRP con anima
flessa sotto carico d’impatto
a bassa velocità. I test della
compressione e delle forze
di taglio preliminari hanno
mostrato un alto grado di rigidità e di tenacità, da cui è
derivata la degradazione
molto localizzata sotto carico d’urto, per via dell’inibizione della deformazione
globale da flessione del lato
superiore urtato.
Inoltre, la propagazione della
delaminazione del laminato
esterno è limitata dalle con-
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[7] R. Abbott, “Damage tolerCOMPOSITESOLUTIONS
nessioni delle celle d’anima
adiacenti.
Sono stati poi prodotti i modelli della simulazione della
struttura sandwich con anima flessa, basati sul modello
C
U
R
R
I
del materiale composito in
LS-DYNA.
Nonostante la semplificazione riferita al trattamento
delle delaminazioni, si sono
ottenuti risultati della simu-
C
U
L
Dr. S ebasti an H eim bs si laurea in Ingegneria
meccanica e consegue il Dottorato di Ricerca
presso l’Institute of Composite Materials del Politecnico Kaiserslautern, in Germania, con la tesi
sul comportamento alla degradazione delle strutture sandwich. Dal 2004 esercita la sua professione presso l’Istituto di Ricerca EADS di
Amburgo e Monaco, come esperto nel campo
della prestazione all’impatto e alla collisione
delle strutture composite.
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honeycomb structures”, 43rd Int.
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ThermoSense XXV Silver Anniversary Meeting, Orlando,
U
M
lazione complessivamente
coerenti, i quali hanno consentito di utilizzare questi
modelli per gli studi successivi dei parametri numerici
relativi alla localizzazione
V
I
T
A
E
Dr. Sebastian Heimbs is graduated in Mechanical
Engineering.
He received a PhD from the Institute of Composite
Materials, Kaiserslautern University of Technology,
Germany with a thesis on the failure behaviour of
sandwich structures.
Since 2004 he has been working in the research facilities of EADS in Hamburg and Munich with expertise in the field of impact and crash performance
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dell’impatto, alle condizioni
limite o alla geometria dell’anima flessa. Mentre queste strutture sandwich in
composito sono caratterizzate da un comportamento
alla degradazione molto
complesso, le simulazioni
numeriche hanno dimostrato
la loro utilità per comprendere a fondo la distribuzione delle sollecitazioni nella
struttura e l’insorgere del
danno. Queste simulazioni
possono essere utilizzate anche per migliorare la risposta
all’urto delle strutture sandwich rispetto alla geometria o al materiale d’anima.
Ulteriori spunti di riflessione
sono offerti dall’incorporazione dei contatti di delaminazione o degli elementi
d’interfaccia coesiva per coprire meglio l’assorbimento
di energie della degradazione
interlaminare. Inoltre, l’estensione della serie di test sperimentali consentirà un’analisi
comparata con altri materiali
d’anima flessa oppure altre
strutture d’anima sandwich,
anche alla luce della tenacità
residua.
LABORATORY
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13