Failure analysis of adhesively bonded cfrp joints
Yapıştırmalı kompozit bağlantıların hasar analizi
- Tez No: 706916
- Danışmanlar: PROF. DR. ZAHİT MECİTOĞLU
- Tez Türü: Yüksek Lisans
- Konular: Havacılık Mühendisliği, Aeronautical Engineering
- Anahtar Kelimeler: Belirtilmemiş.
- Yıl: 2022
- Dil: İngilizce
- Üniversite: İstanbul Teknik Üniversitesi
- Enstitü: Lisansüstü Eğitim Enstitüsü
- Ana Bilim Dalı: Uçak ve Uzay Mühendisliği Ana Bilim Dalı
- Bilim Dalı: Uçak ve Uzay Mühendisliği Bilim Dalı
- Sayfa Sayısı: 150
Özet
Bağlantı bölgeleri, yapıda yük transferlerinin gerçekleştiği, bu sebeple yapıya yüksek dayanım sağlayacak şekilde tasarlanması gereken kritik bölgelerdir. Yapıştırma bağlantıları, havacılık uygulamalarında yapısal bir birleştirme yöntemi olarak yaygın şekilde kullanılmaktadır. Klasik mekanik bağlayıcılar ile bağlamak yerine yapıştırıcı ile bağlamanın birçok avantajı vardır. Bunlardan bazıları şu şekilde sıralanabilir: benzer ve benzer olmayan yapıları birleştirme (metal ile kompozit, metal ile metal, metal ile cam gibi), yapıda mekanik bağlayıcılar için delikler açılmaması sonucu gerilmenin yoğunlaştığı bölgelerin azalması ile daha düzenli gerilme dağılımları elde etme, mekanik bağlayıcılar ile kıyaslandığında ağırlıktan kazanç elde etme, yapıda mekanik bağlayıcı delikleri gibi süreksiz bölgeler azaldığı için yorulma dayanımına olumlu etkide bulunma. Yapıştırıcıların yapısal bir birleştirme yöntemi olarak kullanılmasının yukarıda bahsedilen olumlu yönlerine ek olarak, hem ön tasarım aşamasında hem de kritik tasarım aşamasında optimum bir tasarım süreci için mukavemet tahmini oldukça önemlidir. Yapıştırmalı bağlantıların çeşitli şekillerde hasar modlarının olması kırılma davranışını doğru bir şekilde tahmin etmeyi karmaşık bir hale getirir. ASTM D5573 dokümanına göre, yapıştırmalı bağlantılar yedi tipik hasar moduna sahiptir fakat bunlar yapıştırıcı hasar modu, kohezif hasar modu ve yapışan plakların hasar modu olmak üzere üç temel başlık altında toplanabilir. Yapıştırıcı hasar modu yapışan plaklar ile yapıştırıcı arayüzünde meydana gelir ve genel olarak yapıştırıcı bir taraftaki plak üzerinde kalır. Bu hasar modu, genellikle düşük kaliteli yapıştırma prosesi, çevresel faktörler, yetersiz yüzey hazırlığı gibi sebeplere dayandırılır. Diğer hasar modu ise yapıştırıcı ile birleştirilen bölgenin dayanımının, yapışan plakların dayanımından daha yüksek olması sonucu öncelikle bu plakların kopması ile meydana gelir. Kohezif hasar modu olarak adlandırılan üçüncü hasar modu ise yapıştırıcı katmanı içerisindeki ayrılma ile meydana gelen ve ideal bir tasarımda meydana gelmesi beklenen hasar modu tipidir. Kohezif hasar sonucunda yapıştırıcı parçaları her iki plak üzerinde de kalır. Yapıştırıcı ile yapısal olarak birleştirme metodu havacılık endüstrisinde 1970-1980'li yıllardan beri kullanılmaktadır. Yapıştırma uygulamalarının kullanılmaya başlanmasıyla beraber yapıştırıcının mekanik davranışını ve hasar modlarını incelemek için birçok analitik ve sayısal çalışma da yapılmaya başlanmıştır. Literatürde bilinen ilk analitik çalışma Volkersen tarafından 1938 yılında yapılmıştır. Yapıştırma ile birleştirilmiş bindirmeli bağlantıların mukavemet analizi için çalışmalar yapan Volkersen'ın çalışmasının en büyük eksikliği bindirme bağlantısının geometrik olarak lineer olmamasından doğan etkileri hesabına katmaması olmuştur. Goland ve Reissner, bu etkileri ilk kez hesaplamalarına dahil ederek yapıştırıcı ile birleştirilmiş tek bindirmeli bağlantıların analizleri üzerine çalışmalar yapmışlardır. Çalışmalarında öncelikle birleşme bölgesindeki yükleri daha sonra ise yapıştırıcı üzerindeki gerilmeleri hesaplayarak tek bindirmeli yapıştırma bağlantılarının analitik analizlerinde büyük bir ilerleme kaydetmişlerdir. Bu çalışmaların devamında birçok analitik çalışma yapılmaya devam etmiştir. Hart Smith, Allman, Bigwood & Crocombe tarafından yapılan çalışmalar bunlardan sadece birkaçıdır. Analitik metod çalışmalarına ek olarak, sürekli ortam mekaniği yaklaşımı, kırılma mekaniği yaklaşımı ve hasar mekaniği yaklaşımı gibi sayısal metodlar da çalışılmaktadır. Bu tez kapsamında da kullanılan kırılma mekaniği yaklaşımı, bir yapıda var olan bir çatlağın üç farklı yükleme modu altındaki ilerlemesini incelemektedir. Yapıda bulunan bir çatlak, yükleme altında yapıştırıcıda meydana gelen gerinim enerjisi salınım hızının, yapıştırıcının kritik gerinim enerjisi salınım hızına eşit olmasıyla ilerlemeye başlar. Üç farklı yükleme modunun yapıştırıcı üzerinde yarattığı gerinim enerjisi salınım hızları ayrı ayrı hesaplandıktan sonra güç yasası hasar kriterine göre değerlendirme yapılır. Literatürde birçok bağlantı konfigürasyonu türü vardır ve bunlardan yaygın olanları tek bindirmeli bağlantılar, çift bindirmeli bağlantılar, kademeli bağlantılar şeklinde sıralanabilir. Tek bindirmeli bağlantı tipi, tasarım kolaylığı ve etkinliği açısından en yaygın olarak kullanılan bağlantı türüdür. Bu tez kapsamında, ilk olarak tek bindirmeli bağlantılar için bir hasar yükü tahmini çalışması yapıp sonuçları deneysel olarak doğruladıktan sonra tüm bağlantı konfigürasyonlarına uygulanabilecek genel bir çözüm metodu elde edilmesi amaçlanmıştır. Yapıştırıcı ile birleştirilmiş kompozit bağlantıların hasar yükü tahminlerini yapabilmek için öncelikle bağlantı bölgesi sınırlarındaki yüklerin hesaplanması daha sonra ise bu yükler ile gerinim enerjisi salınım hızı hesaplanarak kırılma kriteri değerlendirilmesi şeklinde iki aşamalı bir çalışma yapılmıştır. İlk adım olarak bağlantı bölgesi sınırlarındaki yükler sırasıyla analitik olarak ve sonlu elemanlar metodu ile hesaplanmıştır. Yükler analitik olarak hesaplanırken, klasik Goland ve Reissner teoreminden en büyük farkı yapıştırıcı kalınlığını da hesaba katmak olan değiştirilmiş Goland ve Reissner teoremi kullanılmıştır. Sonlu elemanlar yöntemi ile yükler hesaplanırken önce Loss ve Kedward'ın çalıştığı, daha sonra Farhad Tahmasebi'nin NASA ile beraber yayınladığı çalışmasında tarif ettiği modelleme tekniği kullanılmıştır. Bu modelleme tekniğini kullanmanın temel amacı, karmaşık ve analitik olarak hesaplanması zor geometriler için birleşme bölgelerindeki yük transferlerini doğru bir şekilde simüle etmektir. Özellikle havacılıkta büyük parçaların katı (solid) elemanlarla modellenmesi zaman ve kaynak açısından verimli olmadığı için yüksek doğrulukta sonuçlar elde edilebilecek, yapıştırıcı ve yapışan plaklar arasındaki yük transferini doğrulukla yansıtabilecek pratik bir modelleme tekniğine ihtiyaç duyulmaktadır. Tezde kullanılan sonlu elemanlar modelleme tekniğinde, yapışan plaklar iki boyutlu kabuk elemanlar ile modellenirken yapıştırıcı ise, kesme ve soyulma yönlerindeki direngenliği sağlaması için üç adet tek boyutlu yay elemanı ile çakışık iki düğüm arasında modellenmiştir. Yapıştırıcıyı temsilen oluşturulan yay elemanlarının düğümleri yapışan plakların düğümlerine rijit elemanlar ile bağlanmıştır. Yay elemanlarının direngenliklerini hesaplarken yapıştırıcı malzemenin elastik ve kayma modül değerleri kullanılmıştır. Analitik olarak ve sonlu elemanlar yöntemi ile yükler elde edildikten sonra ikinci adım olan yapıştırıcı malzeme üzerindeki gerinim enerjisi salınım hızı değerlerinin hesaplanması iki farklı çalışma referans alınarak gerçekleştirilmiştir. İlk olarak, Williams tarafından incelenen, mevcut bir birim çatlak miktarını ilerletmek için gereken enerjinin, yapılan dış iş ile iç şekil değiştirme enerjisinin farkına eşit olduğu ve çatlak içeren kompozit plağın lineer elastik davranış gösterdiği varsayılarak, lineer kırılma mekaniği formülasyonları kullanılmıştır. Deformasyon, kiriş deformasyonu gibi meydana geleceğinden, bir boyutlu durum için geleneksel kiriş teorisi kullanılır. Kiriş teorisi kullanılarak, çatlağın başında ve sonundaki dış iş ve iç gerinim enerjisi formüle edilebilir. Ve bu iki denklemi kullanarak, eğilme momenti ve eksenel yük ile ilgili olarak gerinim enerji salım hızı formülasyonları bulunur. Daha sonra mod I ve II yönlerindeki gerinim enerji salım hızlarını ayrı ayrı hesaplamak için mod ayrımı yapılır, çünkü bu iki yöndeki kritik gerinim enerji salınım hızı değeri farklıdır ve hasar tespiti esnasında ayrı ayrı değerlendirilmesi gerekir. Bu çalışmanın bir dezavantajı olarak, düzlem dışı kesme yükü göz ardı edilmiş ve sadece eğilme momenti ve eksenel kuvvet ile hesaplamalar yapılmıştır. Gerinim enerjisi salınım hızı hesabı için referans alınan ikinci çalışma ise Shahin ve Taheri tarafından ortaya atılan yaklaşımdır. Bu yaklaşım da birinci yaklaşım gibi problemi birleşme bölgesine indirgeyerek birleşme bölgesi sınırlarındaki yükler ile önce yapıştırıcı üzerindeki gerilmeyi daha sonra ise gerinim enerjisi salınım hızını hesaplamaktadır. Shahin ve Taheri çalışmalarına iki kabul ile başlamışlardır. Bu kabullerden ilki yapıştırıcı üzerindeki kesme ve soyulma gerilmesinin yapıştırıcı kalınlığı boyunca sabit kalması iken ikincisi ise yapıştırıcı üzerindeki gerilmenin yapışan plakların yer değiştirmelerinin farkı kadar olmasıdır. Yapıştırıcı ile birleşmiş kompozit plaklardan oluşan yapıda, yapıştırıcı üzerindeki gerilmeler bulunduktan sonra diğer aşama olan gerinim enerjisi salınım hızı hesaplamasına geçilir. Irwin'in VCCI yaklaşımı ile gerçekte çatlak olmamasına rağmen çatlak varmış gibi gerinim enerjisi salınım hızı hesabı yapılır ve hesaplama sırasında çatlak uzunluğu sıfıra yakınsatılarak gerilme ile gerilim enerjisi salınım hızı arasındaki ilişki bulunur. Mod I ve II yönlerindeki gerinim enerjisi salınım hızı ayrı ayrı hesaplanır. Böylelikle analitik olarak ve sonlu elemanlar yöntemi ile hesaplanan yükler ile sırasıyla iki farklı yönteme göre gerinim enerjisi salınım hızı mod I ve II yönleri için ayrı ayrı hesaplanır. Daha sonra bu enerji salınım hızları ile test verisi olan kritik enerji salınım hızları, kopma kriterinde değerlendirilerek kopma yükü tahmini yapılır. Farklı yapışma bölgesi uzunluğuna sahip test numuneleri için tahmin edilen kopma yükleri ve testte koptuğu yükler karşılaştırılır. Bu karşılaştırma çalışması ile sonlu elemanlar ile modelleme yöntemi ve gerinim enerjisi salınım hızı hesaplama yöntemlerinin doğruluğu hakkında çıkarımlar yapılmıştır. Sonuçlar detaylı bir şekilde yorumlandıktan sonra sonlu elemanlar modelleme yönteminin, 2 numaralı gerinim enerjisi salınım hızı hesaplama yöntemi ile yüksek doğruluk oranına sahip sonuçlar verdiği görülmüştür. Son olarak python programlama dili ile bir yapıştırma analizi programı yazılmıştır. Bu program NASTRAN programının girdisi ve çıktısı olan sırasıyla .bdf ve .pch dosyalarını kullanmaktadır. .bdf dosyasından yapışan plakları temsil eden karşılıklı sonlu elemanların numaralarını belirledikten sonra, .pch dosyasından bu elemanlar üzerindeki yükleri okuyup, gerinim enerjisi salınım hızı ve kopma yükü hesabı yapmaktadır. Bu programın yazılmasındaki amaç, kopma yükü tahmini yapılana kadar gereken tüm işlemlerin doğru ve hızlı bir şekilde, yapışma bölgesinde onlarca eleman bulundurabilecek olan karmaşık ve büyük modeller için de uygulanabilir olmasıdır.
Özet (Çeviri)
Joints are critical areas where load transfer occurs and should be designed to provide maximum strength to the structure. The adhesive bonding process is widely used as a structural joining method in aerospace applications. There are many advantages of using adhesively bonding joints instead of classical mechanical fastening. Some of these can be listed as joining of similar and dissimilar materials (metal-to-composite, metal-to-metal, metal-to-glass), providing a more uniform stress distribution with a significant decrease in the stress concentration in the structure since there will be no fastening holes, a considerable weight gain compared to mechanical fasteners, strong in terms of fatigue strength due to the absence of fastener holes in the structure. In addition to the above-mentioned positive aspects of using adhesives as a structural joining method, strength prediction is vital for an optimum design process in the initial sizing and critical design phases. The fact that adhesively bonded joints have various failure modes makes failure predictions complex. According to ASTM D5573, adhesively bonded composite joints have seven typical failure modes, but they can be listed under three main headings: adhesive failure, cohesive failure, and adherend failure. Adhesive failure occurs at the adherend and adhesive interface, and usually, the adhesive remains on an adherend. These failures are generally attributed to the poor-quality bonding process, environmental factors, and insufficient surface preparation. The other kind of failure, adherend failure, occurs when the structural integrity of the adherend breaks down before the joint structure and means that the strength of the joint area exceeds the strength of the adherend. On the other hand, cohesive failure is the type of failure expected after an ideal design and bonding process, where failure occurs within the adhesive structure. After cohesive failure, the adhesive material is seen on both adherends. Structural joining with adhesive has been used in the aerospace industry since the early 1970s and 1980s. Since these dates, many analytical and numeric methods have been used to study the failures of adhesively bonding joints. Analytical method studies to analyze the failures of adhesively bonded single lap joints, known in the literature, started with Volkersen in 1938. Volkersen did not include the eccentricity factor in the calculations due to the geometric nonlinearity of the single lap joint. This factor was first taken into account by Goland and Reissner in their calculations in 1944. Goland and Reissner made a remarkable study in analysing the adhesively bonded single lap joint, calculating the loads in the joint area and subsequently the stress on the adhesive. Afterwards, analytical method studies were continued by Hart Smith, Allman, Bigwood & Crocombe and more. In addition to analytical method studies, the continuum mechanic approach, fracture mechanic approach, and damage mechanic approach can be given examples to the numerical method studies. The fracture mechanics approach used in this thesis examines the initial crack propagation in the adhesive under three different loading modes. Crack propagation occurs when the adhesive's critical strain energy release rate equals the strain energy release rate under that load. After the three different modes' strain energy release rate values are calculated separately, an evaluation is made according to the power-law failure criterion. There are many types of joint configurations in the literature, and the common ones can be summarized as single lap joints, double lap joints, stepped joints etc. The single-lap joint type is the most widely used joint type in terms of ease of design and effectiveness. Within the scope of this thesis, it is aimed to obtain a general solution that can be applied to all joints after first making a study for the single lap joint geometry and validating the results of this study experimentally. Studies have been carried out to predict the failure load of adhesively bonding CFRP joints. They include two main steps, which are to find the loads at the edges of the joint area and to evaluate the failure criteria by calculating the strain energy release rate with these loads. As the first step, loads at the joint edges are found analytically and with the finite element method, respectively. While calculating the loads analytically, the Modified Goland and Reissner theory is used, which differs from the classical Goland and Reissner theorem by taking the adhesive thickness into account. While calculating the loads with the finite element method, the modelling technique first studied by Loss and Kedward and then described by Farhad Tahmasebi in his work published with NASA is used. The primary purpose of using this modelling technique is to simulate load transfers in overlap regions accurately for complex and analytically challenging to calculate geometries. Especially in aerospace, since modelling the large components with solid elements is not effective in terms of time and resources, a practical modelling technique that can produce results with high accuracy is needed. In the modelling technique used in the thesis, adherends are modelled with shell elements while the adhesive region is modelled between coincident nodes with three spring elements to provide stiffnesses in the shear and peel directions, and the nodes of the adhesive elements are connected to the adherends with rigid elements. The modulus values of the adhesive material are used in the stiffness calculation of the spring elements. After obtaining the loads with the analytical and finite element method, the second step, the calculation of the strain energy release rate values on the adhesive material, is carried out with reference to two different studies. Firstly, linear fracture mechanics formulations were studied by Williams, assuming that the energy required to advance an existing crack unit amount is equal to the difference of performed external work with internal strain energy, and the laminate containing crack performs linear elastic behaviour is used. Conventional beam theory is used for the 1D case, as the deformation will occur like beam deformation. Using beam theory, he formulated the external work and internal strain energy at the beginning and end of the crack. And using these two equations, he found energy release rate formulations in relation to bending moment and axial load. Then, mode separation is made to calculate the energy release rates in the mode I and II directions separately because the critical strain energy release rate value in these two directions is different and needs to be evaluated independently. This study's disadvantage is that the transverse shear load is ignored, and calculations are made only with bending moment and longitudinal force. Within the scope of the thesis, the strain energy release rate is calculated both with the loads found analytically and with the loads found by the finite element method. Shahin and Taheri did the other reference work, and with overlap edge loads, the stress on the adhesive first and then the strain energy release rate is calculated. In this study, two assumptions are made, and the first is that the shear and peel stress change is zero along with the thickness of the adhesive, and the other is that the stress on the adhesive is as much as the displacement difference of the adherends. As a result of the derivations, the stress distribution on the adhesive is found in the joint structure consisting of CFRP adherend and adhesive. Then, according to Irwin's VCCI approach, as if there is a virtual crack, the integration crack length is rewritten so that it converges to zero and the displacements are in stress. Thus, the stress and energy relationship equation is obtained, and strain energy release rates in mode I and II directions of the adhesive are calculated. As a result of all these studies, mode I and mode II strain energy release rate calculations are made according to two different methods with the loads found analytically and with the finite element method. The strain energy release rate values found and the critical strain energy release rate values, which are allowable, are evaluated according to the power-law failure criteria, and failure load predictions are made. For specimens with different overlap lengths, experimental failure load values and predicted failure load values are compared, and inferences are made about the accuracy of the FEM modelling technique and the methods used in SERR calculation. All these results are interpreted in detail, and it is obtained that the FEM modelling technique gives high accuracy results with Method 2 used in SERR calculation. Finally, a bonding analysis tool has been developed with the python programming language. This tool first detects the finite elements corresponding to upper and lower adherends in the model from NASTRAN .bdf file. Then reads the element loads from the .pch file, which is a NASTRAN output and contains the element loads, then calculates the SERR using Method 2 and calculates the reserve factor and failure load, respectively. This tool has been prepared so that these calculations can be made in a short time and accurately for tens of elements in the overlap zone in complex and large models.
Benzer Tezler
- Analysis of adhesively bonded composite aerospace structures developed by laser surface treatment
Lazer yüzey işlemiyle geliştirilen yapıştırma bağlantılı kompozit havacılık yapılarının analizi
KAAN NUHOĞLU
Yüksek Lisans
İngilizce
2023
Makine Mühendisliğiİzmir Yüksek Teknoloji EnstitüsüMakine Mühendisliği Ana Bilim Dalı
PROF. DR. METİN TANOĞLU
- Karbon elyaf takviyeli polimer kompozitlerin metal malzemelerle birleştirilmesi ve birleştirmede hasar analizi
Adhesive bonding of carbon fiber reinforced polymer composites with metal materials and failure analysis in joining
GİZEM CANDAŞ
Yüksek Lisans
Türkçe
2022
Savunma ve Savunma TeknolojileriGazi ÜniversitesiMetalurji ve Malzeme Mühendisliği Ana Bilim Dalı
PROF. DR. YUSUF ÖZÇATALBAŞ
- Eğilmeye zorlanan yapıştırma bağlantılarında hasar analizi
Failure analysis of adhesively bonded joints under bending investigation
HAMED GHAFFARZADEH
- Failure analysis in adhesively bonded composite joints
Kompozit yapıştırma bağlantılarının hasar analızı
REYHAN DENİZ ATAY
Yüksek Lisans
İngilizce
2019
Makine MühendisliğiOrta Doğu Teknik ÜniversitesiMakine Mühendisliği Ana Bilim Dalı
PROF. DR. ALMILA GÜVENÇ YAZICIOĞLU
PROF. DR. KEMAL LEVEND PARNAS
- Kapakları parça içine gömülü çift takviyeli yapıştırma bağlantılarının mekanik özeliklerinin belirlenmesi
Determination of mechanical properties of double-strap adhesive joints whose covers embedded
ŞERİF ÇİTİL
Yüksek Lisans
Türkçe
2010
Makine MühendisliğiAtatürk ÜniversitesiMakine Mühendisliği Ana Bilim Dalı
DOÇ. DR. HİKMET ALTUN