Fatigue and static behavior of curved composite laminates
Bükümlü kompozit laminatların yorulma ve statik davranışı
- Tez No: 507719
- Danışmanlar: DOÇ. DEMİRKAN ÇÖKER
- Tez Türü: Yüksek Lisans
- Konular: Havacılık Mühendisliği, Aeronautical Engineering
- Anahtar Kelimeler: Belirtilmemiş.
- Yıl: 2018
- Dil: İngilizce
- Üniversite: Orta Doğu Teknik Üniversitesi
- Enstitü: Fen Bilimleri Enstitüsü
- Ana Bilim Dalı: Havacılık ve Uzay Mühendisliği Ana Bilim Dalı
- Bilim Dalı: Belirtilmemiş.
- Sayfa Sayısı: 160
Özet
Hava taşıtları ve rüzgar türbin yapılarında yük taşıyıcı alt komponent olarak kullanılan bükümlü kompozit laminatların çalışma süreleri boyunca periyodik yüklemeye maruz kalmaları sebebiyle yorulmadan kaynaklı kırılma mekanizmalarının en az statik kırılma mekanizmaları kadar iyi anlaşılması önemlidir. Yorulmadan kaynaklı kırılma mekanizmalarının anlaşılması ve bu sayede yapıların yorulma ömürlerinin arttırılması amacıyla bu bükümlü kompozit laminatlar statik ve yorulma yüklemeleri altında deneysel olarak incelenmiştir. Testlerde gözlemlenen kırılma mekanizmaları analitik ve sayısal analiz metotlarıyla desteklenmiştir. Dört farklı katman yapısına sahip (Tek yönlü, iki farklı kalınlıkta çapraz serimli ve örgü kumaş) karbon fiber takviyeli polimer laminatlar test edilmiştir. Moment/eksenel kombine yüklemesini bükümlü numunelere tam anlamıyla uygulayabilmek için yeni bir bağlantı düzeneği tasarlanmıştır. Statik ve yorulma deneyleri servo-hidrolik test makinası kullanılarak gerçekleştirilmiştir ve deney esnasında gerçek zamanlı fotoğraflar çekilmiştir. Ek olarak, kırılmanın hemen öncesinde bükümlü bölgedeki gerinim dağılımını elde etmek için Dijital Görüntü Korelasyon methodu kullanılmıştır. Her bir numune konfigürasyonu için bükümlü bölgedeki gerilim durumu çok katmanlı bükümlü kiriş çözümü kullanılarak analitik olarak hesaplanmıştır. Tek yönlü ve örgü kumaş laminatların deneysel sonuçlarında, statik ve yorulmadan kaynaklı kırılmaların her ikisinin de kabaca maksimum radyal gerilim lokasyonundan (iç yarıçaptan itibaren kalınlığın yaklaşık % 35'i) başladığı gözlemlenmiştir. Tek yönlü laminatlar için statik ve yorulma yüklemeleri altında kırılma mekanizmalarında gözle görülür fark bulunmamaktadır. Örgü kumaş laminatlar için yorulmadan kaynaklı kırılmanın tıpkı tek yönlü laminatlarda olduğu gibi maksimum radyal gerilim lokasyonunda tek bir kırık şeklinde oluştuğu gözlenirken statik yüklemeden kaynaklı kırılmanın çoklu dağınık çatlak şeklinde meydana geldiği gözlemlenmiştir. Tek yönlü ve kumaş laminatların aksine çapraz serimli laminatlarin yorulma ve statik deneylerinde farklı kırılma lokasyonları ve mekanizmaları gözlemlenmiştir. Yorulmadan kaynaklı kırılmanın maksimum radyal gerilim lokasyonunda oluştuğu gözlenirken statik yüklemeden kaynaklı kırılmanın radyal, teğetsel ve kesme gerilmelerinin kombinasyonlarının Tsai-Wu kırılma kriterine göre maksimum değere ulaştığı bölgede oluştuğu gözlemlenmiştir. Yorulmadan kaynaklı kırılma olayında maksimum radyal gerilim lokasyonunda bulunan mikro çatlaklar, diğer bölgelerde bulunan çatlaklara göre tekrarlı yük altında daha hızlı büyür ve 0/90 ara yüzüne kademeli olarak ulaşan bir büyük matris çatlağına dönüşerek delaminasyon olarak yayılmaya devam eder. Statik yüklemeden kaynaklı kırılmada ise, kırılma 90° dizilime sahip tabaka grubunda bir matris çatlağı olarak başlar ve 40-50°'lik keskin açıyla bir üst 0/90 ara yüzüne atlayarak delaminasyon olarak yayılmaya devam eder. Gözlemlerimiz doğrultusunda, literatürdeki genel kanının aksine statik ve yorulmadan kaynaklı kırılma mekanizmalarının her zaman aynı olmadığı sonucuna vardık.
Özet (Çeviri)
By virtue of the fact that curved composite laminates which are utilized as load carrying subcomponents in aircraft and wind turbine structures are subjected to cyclic loading during their operating time, it is crucial to understand fatigue failure mechanisms at least as much as static failure mechanisms. With the intention of understanding fatigue failure mechanisms and thus improving fatigue life of structures, these curved laminates are investigated experimentally under static and fatigue loadings. The failure mechanisms observed in the tests are supported by analytical and numerical methods. CFRP laminates with four different ply architectures (UD, cross-ply with two different thicknesses and fabric) are examined. A new test fixture is designed to apply moment/axial combined loading to curved specimens properly. Static and fatigue experiments are conducted using servo-hydraulic testing machine and in-situ photographs are taken. In addition, DIC method is used to obtain strain distribution in the curved region just before the failure. The stress state at the curved region for each specimen configuration is analytically calculated using the multilayer curved beam solution. In the experimental results of UD and fabric laminates, it is observed that both static and fatigue failures initiate at roughly the maximum radial stress location (approximately 35% of the thickness from inner radius). For UD laminates, there is no visible difference between the failure mechanisms under static and fatigue loadings. For fabric laminates, fatigue failure is observed to occur as a single major crack at the maximum radial stress location just as in UD laminates, whereas static failure is observed to occur as multiple diffusive cracks at the maximum radial stress location. In contrast to UD and fabric laminates, different failure locations and mechanisms are observed in the fatigue and static experiments of cross-ply specimens. Fatigue failure is observed to form at the maximum radial stress location whereas the static failure is observed to form in the region where the combined radial, tangential and shear stresses attain a maximum value, in the form of Tsai-Wu failure criterion. For fatigue failure, micro-cracks existing in the maximum radial stress location grow more rapidly under cyclic loading compared to cracks in other regions and coalesce into one major matrix crack which reaches the 0/90 interface gradually and continues to propagate as a delamination. As for the static failure, failure initiates as a matrix crack in the group of 90° layers and jumps to the upper 0/90 interface by an abrupt 40-50° angle and propagates as a delamination. Against the common belief in the literature, according to our observations, we conclude that static and fatigue failure mechanisms are not always the same.
Benzer Tezler
- Examination of fatigue behaviour of carbon fiber reinforced polymer composites
Karbon fiber takviyeli polimer kompozitlerin yorulma davranışının incelenmesi
MEHMET DENİZ GÜNEŞ
Doktora
İngilizce
2021
Polimer Bilim ve Teknolojisiİzmir Yüksek Teknoloji EnstitüsüMakine Mühendisliği Ana Bilim Dalı
PROF. DR. METİN TANOĞLU
- Bir taktik insansız hava aracı kanadının yapısal davranışının sayısal ve deneysel olarak incelenmesi
Experimental and numerical investigation of structural behavior of a tactical unmanned aerial vehicle wing
AHMET AKTAŞ
Yüksek Lisans
Türkçe
2012
Uçak Mühendisliğiİstanbul Teknik ÜniversitesiUçak Mühendisliği Ana Bilim Dalı
PROF. DR. ZAHİT MECİTOĞLU
- Otobüslerde kullanılan yakıt tanklarının yorulma analizleri
Fatigue analysis of fuel tanks used in buses
SENA AYHÜN
Yüksek Lisans
Türkçe
2015
Uçak Mühendisliğiİstanbul Teknik ÜniversitesiUçak ve Uzay Mühendisliği Ana Bilim Dalı
PROF. DR. VEDAT ZİYA DOĞAN
- Karbon nanotüp ve bor nitrür nanodisk içeren filaman sarım karbon elyaf takviyeli nanokompozit boruların yorulma davranışı
Fatigue behavior of filament wound carbon fiber reinforced nanocomposite pipes containing carbon nanotube and boron nitride nanodisk
TUGAY ÜSTÜN
Yüksek Lisans
Türkçe
2015
Makine MühendisliğiSelçuk ÜniversitesiMakine Mühendisliği Ana Bilim Dalı
PROF. DR. AHMET AVCI
YRD. DOÇ. DR. VOLKAN ESKİZEYBEK
- Düşük hızlı darbe hasarlı filaman sarım hibrid boruların iç basınç altında yorulma davranışı
Fatigue behavior of filament wound hybrid pipes with low velocity impact damage under internal pressure
LOKMAN GEMİ
Doktora
Türkçe
2014
Makine MühendisliğiSelçuk ÜniversitesiMakine Mühendisliği Ana Bilim Dalı
PROF. DR. AHMET AKDEMİR
DOÇ. DR. MESUT UYANER