Teze - České vysoké učení technické v Praze

České vysoké učení technické v Praze
Fakulta jaderná a fyzikálně inženýrská
Katedra materiálů
Ing. Martin Kadlec
MECHANISMY PORUŠOVÁNÍ POLYMERNÍHO
KOMPOZITU VYZTUŽENÉHO UHLÍKOVOU TKANINOU
PRO LETECKÉ KONSTRUKCE
Doktorský studijní program: Aplikace přírodních věd
Studijní obor: Fyzikální inženýrství
Teze disertace k získání akademického titulu "doktor", ve zkratce "Ph.D."
Praha, prosinec 2014
Disertační práce byla vypracována v kombinované formě doktorského studia na
katedře materiálů Fakulty jaderné a fyzikálně inženýrské ČVUT v Praze.
Uchazeč:
Ing. Martin Kadlec
Výzkumný a zkušební letecký ústav, a. s.
Beranových 130, 199 05 Praha - Letňany
Školitel:
Doc. Dr. Ing. Petr Haušild
Katedra materiálů
Fakulta jaderná a fyzikálně inženýrská ČVUT
Trojanova 13, 120 00 Praha 2
Školitel-specialista: Ing. Jiří Běhal, CSc.
Výzkumný a zkušební letecký ústav, a. s.
Beranových 130, 199 05 Praha - Letňany
Oponenti: Prof. Ing. Josef Steidl, CSc., FS ČVUT v Praze
Ing. Bohuslav Cabrnoch, Ph.D., VZLÚ
Doc. RNDr. František Chmelík, CSc., MFF UK
Teze byly rozeslány dne: ...............................
Obhajoba disertace se koná dne ............................. v ……… hod. před komisí
pro obhajobu disertační práce ve studijním oboru Fyzikální inženýrství – Stavba
a vlastnosti materiálů v zasedací místnosti katedry materiálů Fakulty jaderné a
fyzikálně inženýrské ČVUT v Praze (Trojanova 13, Praha 2).
S disertací je možno se seznámit na děkanátě Fakulty jaderné a fyzikálně
inženýrské ČVUT v Praze, na oddělení pro vědeckou a výzkumnou činnost,
Břehová 7, Praha 1.
Prof. Ing. Ivan Nedbal, CSc.
předseda komise pro obhajobu disertační práce
ve studijním oboru
Fyzikální inženýrství – Stavba a vlastnosti materiálů
Fakulta jaderná a fyzikálně inženýrská ČVUT, Břehová 7, 115 19 Praha 1
OBSAH
1
ÚVOD .................................................................................................... 6
2
CÍLE DISERTAČNÍ PRÁCE ............................................................. 8
3
METODY ZPRACOVÁNÍ .................................................................. 8
3.1
3.2
4
ZKOUŠENÍ VLÁKNOVÉHO KOMPOZITU ................................................ 9
ZÁKLADNÍ MECHANISMY PORUŠOVÁNÍ ............................................ 11
VÝSLEDKY........................................................................................ 12
4.1
4.2
4.3
4.4
4.5
4.6
4.7
TAH .................................................................................................. 12
TLAK ................................................................................................ 13
SMYK ............................................................................................... 13
IMPAKT ............................................................................................ 14
TLAK NA TĚLESO POŠKOZENÉ IMPAKTEM ......................................... 15
PORUŠOVÁNÍ KONSTRUKČNÍHO PRVKU ............................................ 15
KRITÉRIA PORUŠOVÁNÍ KOMPOZITU ................................................. 17
5
ZÁVĚR ................................................................................................ 19
6
PERSPEKTIVY DALŠÍHO VÝZKUMU ........................................ 21
7
CITOVANÁ LITERATURA............................................................. 22
SEZNAM PRACÍ VZTAHUJÍCÍCH SE K DISERTAČNÍ PRÁCI ....... 23
CITAČNÍ OHLAS PUBLIKACÍ VZNIKLÝCH V PRŮBĚHU
DISERTAČNÍ PRÁCE................................................................................ 26
ABSTRAKT ................................................................................................. 27
ABSTRACT.................................................................................................. 28
5
1
Úvod
Kompozity s polymerní matricí patří mezi nejrychleji se rozvíjející
moderní materiály, jež nacházejí uplatnění v mnoha průmyslových oborech.
V současnosti mají zájem o vývoj nových technologií spojených s užitím
i výrobou vláknových polymerních kompozitů především výrobci leteckých
konstrukcí. Významným hlediskem při vývoji je dosažení co nejnižší
hmotnosti při současném zvyšování spolehlivosti. Použitím laminátu je
možno uspořit přibližně 20 % hmotnosti letadla, což se má projevit
v přibližně stejném procentu ušetřeného paliva [1]. Ochrana prostředí je
jedním z hlavních cílů pro celý dopravní průmysl a polymerní kompozity jsou
klíčovým materiálem. Pro velkokapacitní dopravní letouny je to zejména
kompozit vyztužený uhlíkovými vlákny. Pro ultralehká letadla se z finančních
důvodů používají lamináty se skleněnými vlákny.
Přechod od kovů k vláknovým kompozitům znamená radikální změnu
ve výrobě, designu, opravování a destruktivním i nedestruktivním zkoušení.
Dosud ne zcela vyřešeným problémem je ochrana proti blesku. Letecké úřady
musejí proto při zavádění letadel s velkým podílem kompozitu postupovat
obezřetně. Další nevýhodou jsou výrobní náklady kompozitní konstrukce,
které jsou vyšší než pro stávající konstrukce kovové. V neposlední řadě dosud
chybí jasná představa o procesu porušování polymerních kompozitů.
Komerční potenciál těchto materiálů však určuje, že vyřešení těchto problémů
je věnována značná pozornost.
Letecký dopravní průmysl se nyní po vzoru vojenských letadel
definitivně obrací k vyztuženým plastům. Cílem je dosáhnout snížení nákladů
na provoz, redukce hmotnosti a prodloužení životnosti. U dopravního
tryskového letounu byl kompozit vyztužený skleněnými vlákny poprvé použit
pro Boeing 707 v roce 1958 a zaujímal přibližně 2 % konstrukce. Zastoupení
kompozitu se s časem exponenciálně zvyšovalo. V poměrně nedávné době
obdržel certifikaci Boeing 787 Dreamliner s 50 hm. % kompozitu
v konstrukci, který tak tvoří 80 % objemu materiálu [2]. Zastoupení materiálů
v konkrétních částech letounu je na Obr. 1.
Kompozitní materiály se skládají nejméně ze dvou složek, z výztuže a
pojiva (matrice). Vzájemným působením jednotlivých složek se dosahuje
synergického účinku, resp. získání vlastností, jež nemá žádná z jeho
komponent samostatně. Vláknové kompozity s polymerní matricí připomínají
6
svojí strukturou přírodní nehomogenní materiály. Důvody pro použití vláken
jako konstrukčního prvku vycházejí ze zkušenosti, že pevnost materiálů
v kompaktní formě je daleko nižší než teoreticky možná pevnost [1].
Obr. 1 Materiály použité na draku letadla Boeing 787 a jejich hmotnostní podíl [3].
Pro účely leteckých aplikací, kde se požaduje vysoká měrná pevnost a
tuhost, se používají hlavně vlákna uhlíková a skleněná. Určitým omezujícím
faktorem použití uhlíkových vláken je kromě jejich křehkosti nízká
mezilaminární smyková pevnost kompozitu s těmito vlákny.
Vedle vláken, která jsou hlavními nositeli pevnosti, je však
přinejmenším stejným způsobem významná matrice. Původně se pro
kompozity používaly pouze reaktoplasty a to nenasycené polyesterové nebo
epoxidové pryskyřice. Reaktoplasty snadněji prosycují vlákna než
termoplasty s řádově vyšší viskozitou při zpracování. Dosud jsou v letectví
pro kompozitní materiály epoxidové pryskyřice nejpoužívanější.
Pro účely leteckého průmyslu stále ještě zbývá vyřešit některé další
specifické problémy, jakými je například nedostatečná elektrická vodivost.
Efektivní řešení by mohly nabídnout uhlíkové nanočástice přimíchané do
matrice [4], jimi se autor zabývá v jednom z článků.
7
2
Cíle disertační práce
Hlavním cílem práce bylo popsat mechanismy porušování
polymerního kompozitu pro letecké konstrukce vyrobené nejnovějšími
technologiemi. Za tímto účelem byla zkoumána tělesa s koncentrátory napětí
v podobě otvorů a defektů po impaktu, tj. po úderu cizího tělesa. Následně se
takto získané poznatky použily při analýze základního prvku konstrukce.
Jednotlivé cíle teze disertační práce byly:
 zjistit a popsat závislost mechanických vlastností a mechanismů
porušování na: 1) použití výrobních procesů, 2) poškození impaktem a
3) vpravení nanočástic do polymerního kompozitu vyztuženého
uhlíkovou tkaninou;
 použít lomová kritéria na laminát s kruhovým otvorem za pomoci
měření deformačního gradientu metodou korelace obrazu;
 určit pevnost a způsob porušení kompozitního prvku typu T
v závislosti na technologickém provedení výztuže a poškození
impaktem.
3
Metody zpracování
Tato disertační práce je tvořena souborem 6 původních vědeckých článků a
jejich komentářem. Cílem práce bylo vytvořit na základě těchto článků
souborný návod pro analýzu porušování prvků kompozitní letecké
konstrukce. Články jsou seřazeny podle logické návaznosti analýz. Články A
a B obsahují fraktografický popis lomů vytvořených základními způsoby
namáhání a analýzu vlivu metody použité při stanovení hodnoty materiálové
charakteristiky. Článek C se zabýval vlivem koncentrace deformace v okolí
otvoru a posloužil jako podklad pro následnou analýzu porušení impaktem,
který se rovněž chová jako koncentrátor. Článek D již uvádí problematiku
poškození impaktem, která je poté rozvinuta v článku E v kombinaci se
zatěžováním. Článek F využívá fraktografického popisu a analýzy impaktu, a
to na základním prvku použitelném v integrální letecké konstrukci.
8
3.1
Zkoušení vláknového kompozitu
V případě kompozitů ovlivňuje vlastnosti více faktorů než je tomu
u homogenních materiálů. U leteckých materiálů se mj. sleduje vliv vysoké
relativní vlhkosti při zvýšené teplotě a chování při teplotách nízkých. Pro
experimenty se využívá teplotní komora instalovaná přímo na zatěžovací
stroj. Předpokládá se, že nejnižší teplota na potazích křídla proudového
letounu bude kolem -55 ˚C a nejvyšší 100 ˚C [5].
Jakákoliv nejistota ve znalosti chování těchto materiálů za různých
provozních podmínek vede k nedostatečnému využití materiálových
vlastností, neboť při praktickém návrhu je pak nezbytný značně vysoký
koeficient bezpečnosti [6]. Materiálové zkoušky se většinou provádějí při
jednoosém namáhání, konstrukční prvky jsou však většinou namáhány
víceosým napětím. Při zkoušení leteckých konstrukcí se postupuje podle
blokového schématu od obecných vzorků a prvků až po detaily a součásti
konstrukce.
Pomocí základních typů mechanických zkoušek laminátů lze posuzovat
namáhání v tahu, tlaku a smyku. Zatížení v tahu není pro vláknové kompozity
tolik kritické, zejména pokud se jedná o zatížení ve směru kontinuálních
vláken. Nebezpečí spočívá v nestabilním lomu, který nastává bez
výraznějšího šíření poškození, jež by bylo možné jednoduše detekovat.
Zkouška v tahu se užívá zejména pro posouzení vlastností vláken a tuhosti
laminátu. Modifikací vzorků lze posuzovat i vliv vrubu, který je zpravidla
tvořen kruhovým otvorem. Zkouška na těchto vzorcích se používá i pro
zjednodušené simulování vlivu poškození impaktem, které vyvolává
podobnou koncentraci napětí.
Pevnost těles s vrubem a bez vrubu se posuzuje i při namáhání v tlaku.
U laminátů je třeba zabránit porušení ve vzpěru. Proto je nutné těleso uchytit
s krátkou volnou částí nebo použít opěrný přípravek (Obr. 2). Značný vliv na
hodnoty pevnosti má mód porušení, jehož popis je součástí výsledku zkoušky.
Zkouška v tlaku po impaktu (CAI - compression afer impact) je standardním
typem tlakové zkoušky poškozené desky. Při tlakovém zatížení spolu
interagují různé mechanismy porušování a vzorek poškozený impaktem
9
dosáhne porušení při mnohem nižších úrovní zatížení než vzorek neporušený.
Zkoušce zpravidla předchází proměření skutečného poškození způsobeného
impaktem pomocí ultrazvuku a určení hloubky důlku. Tento typ zkoušky je
poměrně častý, neboť defekt vytvořený impaktem nelze jednoduše modelovat
a existující analytická kritéria nejsou dostatečně obecná.
Obr. 2 Sestava zkoušky kompozitu v tlaku na tělesech a) bez otvoru s krátkou volnou
částí a b) na vzorcích s otvorem vedených opěrou.
Mezilaminární smyková pevnost (ILSS - Interlaminar Shear Strength) je
důležitou charakteristikou ze základny blokového schématu zkoušek, neboť je
jednou z mála slabých stránek polymerních kompozitů a určuje možnosti
použití materiálu v navrhovaných konstrukcích. Zkouška smykové pevnosti
mezi vrstvami spočívá v určení odolnosti vůči delaminaci účinkem
posouvajících sil působících rovnoběžně s vrstvami laminátu. Tuto zkoušku
lze realizovat více metodami.
V kompozitních materiálech se vyskytuje více defektů než v konvenčních
materiálech, a proto jsou nedílnou součástí zkoušení i nedestruktivní zkoušky
vad. Zjišťovat všechny typy defektů jednou metodou v praxi nelze, a tedy je
nutné metody kombinovat. Největší objem defektů je detekovatelný
ultrazvukovými metodami s tzv. C-zobrazením. Velkoplošné díly se mohou
kontrolovat mj. metodou na principu holografické interferometrie – jako je
např. shearografie. Princip laserové shearografie je založen na vysoce
citlivém měření deformace povrchu, kterou způsobuje zatížení vyšetřovaného
objektu, např. změna teploty.
10
3.2
Základní mechanismy porušování
Během porušování se v kompozitu tvoří komplex trhlin, který komplikuje
fraktografický rozbor. Podstatně jednodušší je proto analýza izotropních
materiálů, kde se sleduje často pouze trhlina jediná. Pro izotropní materiály
jsou sepisovány fraktografické atlasy umožňující porovnávat fraktografické
znaky lomových ploch vytvořených za konkrétních podmínek. Tento přístup
se pro kompozitní materiály ukázal obecně jako nedostatečný, neboť
u kompozitu se projevuje velké spektrum módů porušení, jež spolu mohou
vzájemně interagovat. Další podstatný vliv na morfologii lomu zejména
polymerního kompozitu mohou mít faktory jako teplota, vlhkost, rychlost
zatížení či krystalizace. Tato skutečnost přispěla ke vzniku různých
fraktografických technik pro analýzu jejich porušení [7].
Během fraktografické analýzy lomu kompozitu (Obr. 3) se pro zjednodušení
sleduje porušení samotného vlákna s matricí a teprve poté se sleduje globální
porušení [7]. V dalším přiblížení se posuzuje rozhraní vlákna a matrice.
Soudržnost tohoto rozhraní je v mnoha případech nejslabším článkem
kompozitu. Napětí v kompozitu se na výztuž přenáší adhezí na rozhraní
výztuž-matrice. Pro dobrou soudržnost vlákna s matricí je proto nutná
smáčivost matrice s vlákny. Při požadavku vysoké pevnosti kompozitu se
adheze vyžaduje co největší. Lom polymerního kompozitu a následné šíření
trhlin jsou procesy často velmi nestabilní, jelikož uvolňují malou energii na
plastickou deformaci [8]. Většina z celkové energie je uvolněna při tvorbě
sekundárních poruch, které značně ztěžují fraktografickou analýzu.
Obr. 3 Mechanismy porušení vláknových laminátů definované podle místa porušení.
(podle [7]).
11
4
Výsledky
Mezi hlavní typy mechanického zatěžování patří tah, tlak, smyk a ohyb.
Speciálním typem je zatížení impaktem od cizího tělesa. Autor předkládané
práce ukazuje na vybraných vzorcích porušených při vlastních experimentech
fraktografické znaky odpovídající právě těmto typům zatěžování.
4.1
Tah
Mikrofraktografické znaky mohou přispět k určení mechanismu porušení.
Iniciaci trhlin na lomové ploše je často možné pozorovat podél stop po
vytržených vláknech, kde při oddělení vlákna dochází k vícečetné iniciaci
trhlin v různých rovinách matrice. Pokud se trhliny ze dvou různých rovin
prolnou, vzniká na lomové ploše hřbet (scarp) (Obr. 4a). Chování hřbetů,
které se dále propojují, lze popsat jako říčkování, podobně jako tomu je
v případě kovových materiálů. U polymerů se používá anglický termín
riverlines. Tento znak je nejcennějším nástrojem při určování směru šíření
trhliny v matrici. Pokud jsou roviny paralelně blízko nad sebou a dostanou se
i čely do vzájemné blízkosti, může namísto hřbetu vzniknout stuha (ribbon).
Určit směr lomu vláken lze pomocí radiál na lomových plochách jednotlivých
vláken vznikajících při přetržení (Obr. 4b).
Obr. 4 Mikromorfologie a) lomu epoxidové matrice s významnými fraktografickými
znaky iniciace a růstu trhliny a b) lomu uhlíkových vláken. Šipkami je
naznačen směr šíření trhliny.
12
4.2
Tlak
Při namáhání tlakem se vlákna začínají nejdříve stlačovat. Při větší deformaci
následně matrice přestane být oporou a dochází k porušení jednotlivých
svazků vláken ve vzpěru (microbuckling). Přitom na sousedící matrici působí
kromě tlakového i tahové zatížení v příčném směru. Mikromechaniku tohoto
jevu lze popsat tak, že sousední vlákna v kompozitu se mohou prohnout
souhlasně, nebo nezávisle jedno na druhém, přičemž chování závisí na
vzdálenosti vláken od sebe. Při souhlasném směru se vytvoří dva rovinné
lomy s pásem vláken mezi nimi (kinkband).
Z pohledu lomové plochy posuzované mikrofraktografickou analýzou lze
odhalit tlakové působení nalezením terasovitých lomových ploch bez
vytažených vláken (Obr. 5a). Z makro pohledu se lomová plocha jeví jako
lesklá rovina. V mikroskopickém detailu na Obr. 5b autor pozoroval čáry
(chopmarks) a štěpný lom na průřezech vláken v té části plochy řezu vlákna,
kde působil při ohybu vlákna tlak. V části lomové plochy vláken namáhané
tahem jsou vidět náznaky radiál.
Obr. 5 Mikromorfologie lomu vzorku s uhlíkovými vlákny porušeného v tlaku:
a) terasy porušených zborcených vláken a b) mikrofraktografické znaky na
lomových plochách zborcených vláken.
4.3
Smyk
Specifickým mikrofraktografickým znakem na lomové ploše při delaminaci
smykovým napětím jsou hroty (cusps), sklopené destičky matrice kolmo
k šíření trhliny. Směr naklopení určuje relativní pohyb lomových ploch a
13
podle vzhledu obou jejich lící lze určit směr šíření trhliny [7]. Na lomových
plochách vytvořených delaminací lze odhalit rovněž nedostatečnou přilnavost
matrice k vláknům podle přítomnosti holých vláken a naopak dobrou
přilnavost nalezením povlaku na vláknech. Právě tento znak pomohl autorovi
práce vyhodnotit účinnost nanočástic na rozhraní vlákno/matrice. Pokud
dojde k překrytí vláken či svazků, může docházet i při smykovém zatížení
k lomu vláken (fibre bridging).
4.4
Impakt
Při poškození impaktem, tedy nárazem cizího předmětu na povrch laminátu,
dochází v závislosti na energii dopadu k různým mechanismům porušení. Při
nižší energii vznikají příčné trhliny v matrici a ve svazcích. Při vyšší energii
dochází již k velkoplošné delaminaci vrstev. Běžně dochází k většímu
poškození na odvrácené straně laminátu, což snižuje pravděpodobnost
detekce vady. K poškození impaktem jsou náchylné zejména kompozity
s reaktoplastovou matricí, které mají malou houževnatost. Letecké konstrukce
jsou z hlediska tohoto typu poškození přísně sledovány a jsou vyvíjeny stále
nové metody detekce porušení.
Poškození impaktem má typicky tvar kužele se základnou na odvrácené
straně [9]. V tomto prostoru jsou rozmístěny delaminace, které se objevují až
ve větší hloubce od poloviny tloušťky laminátu dále. Autor pozoroval
porušení impaktem o energii 10 J zobrazené v kolmém řezu materiálem na
Obr. 6. Vzhled poškození pro další v letectví typické hodnoty energie
impaktu ukazuje autor v článku.
Obr. 6 Poškození impaktem energií 10 J. Řez laminátem sklo/epoxid s impaktovaným
povrchem na vrchní straně snímku.
14
4.5
Tlak na těleso poškozené impaktem
Při působení tlakem na těleso porušené impaktem dochází k jednomu ze dvou
typů porušení ve vzpěru – pozitivnímu, nebo negativnímu, a to ve smyslu
vydutí nebo propadu poškozené části [10]. Důvodem celkového selhání
vzorku při poměrně malém zatížení ve vzpěru je postupný růst trhlin v matrici
z původního poškozeného místa při růstu zatížení.
Autor práce ukázal, jak původní diagonální trhliny vytvořené impaktem
v matrici a mezi vlákny rostly ve formě delaminací podél rozhraní vláken.
Druhým pozorovaným jevem bylo rozsáhlé intralaminární porušení svazků
vláken v podélné rovině, které nastalo na významně porušených svazcích
pravděpodobně propojením krátkých trhlin. Lom vláken ve vzpěru nastal
v částech s nejvýraznějším porušením. Článek ukazuje také koncentraci
deformace v okolí poškození vytvořenou během zatížení. Zajímavý je
autorem vypozorovaný vzhled pole smykové deformace, který částečně
kopíruje vnitřní poškození. V článku bylo poškození detekované ultrazvukem
přímo porovnáno s izočárami smykové deformace při zatížení.
4.6
Porušování konstrukčního prvku
Autor ukázal na třech základních typech namáhání příslušné mechanismy
porušování pro T prvek s designem skládané tkaniny. Zkoušky prvků se
zaměřily na typické zatížení v závislosti na umístění v konstrukci.
Základním zatížením je odtrhávání potahu od stojiny, kde nastává napětí
kolmo k vrstvám, a porucha je tedy dána zejména mezilaminární pevností
[59]. Pro zatížení odtržením autor práce popsal tři způsoby porušení, které se
liší výskytem a pořadím porušovaných rozhraní. Jeden z nich je na Obr. 7a.
Při jiném způsobu zatížení stojiny, a to ohybem, je vidět trhlinu v plnivu
deltoidu ve směru tečny na obloukové vrstvy vláken, která byla vytvořena již
na počátku zatěžování (Obr. 7b). Pro třetí typ zatížení, tah potahu, docházelo
nejdříve k oddělení deltoidu od obloukových vrstev a následné šíření
delaminace ve stojině. V poslední fázi došlo k nestabilnímu lomu vláken
potahu v místě zmenšeného průřezu potahu v důsledku oddělení deltoidu od
vrstev (Obr. 7c).
15
Obr. 7 Typické pozorované případy porušení prvku T pro různé typy zatížení: a)
odtržení - oddělení vrstev v oblouku od deltoidu (P I), b) ohyb - trhlina
v deltoidu, c) tah - delaminace stojiny a vláknovým lomem potahu.
16
Dále autor sledoval interakci porušení T prvku impaktem a následného
zatížení vzorku. Po impaktu o různé energii od 10 do 30 J byly série takto
porušených vzorků namáhány zmíněnými třemi způsoby zatěžování.
Pro vyšší energie impaktu rostlo zastoupení způsobu porušení P I, tedy
počátečního odtržení obloukových vrstev od deltoidu, což je způsobeno právě
výraznějším poškozením oblouku při větším impaktu. Nalezené způsoby
porušení jsou závislé na stavu struktury a víceméně náhodných defektech
v nehomogenní struktuře zkoumané sekce. S počtem způsobů porušení se
zvyšuje náročnost na numerickou analýzu jeho následného šíření. Převaha
módu P I pro nejvyšší energii impaktu ukazuje, že impakt určité energie
způsobí poškození, které již převáží vliv struktury. To je výhodné pro filosofii
damage tolerance, kde by tak bylo možné pro výpočet šíření uvažovat jediný
typ nejvážnějšího poškození, který je nezávislý na složité struktuře
kompozitního T prvku.
4.7
Kritéria porušování kompozitu
Parametry kritérií byly původně myšlené jako materiálové konstanty pro daný
kompozit a jeho uložení vrstev. Jak autor práce ale ukazuje, vliv prostředí a
zejména teplota parametr charakteristické délky mění. Navíc autor ukázal, že
tato změna je diametrálně odlišná pro jednosměrný a vícesměrný kompozit.
To může být spojeno s lokálním otupováním trhliny a snižováním gradientu
napětí v tkanině na rozdíl od jednosměrné výztuže.
Poškození impaktem vytváří ve svém okolí koncentraci napětí podobně jako
otvor. Experimenty na vzorcích porušených impaktem prokazují, že existuje
lineární závislost mezi hloubkou důlku po impaktu a koncentrací deformace v
důlku při tlakovém zatížení. Autor posuzoval dva lamináty a u obou našel
lineární závislost s individuálními parametry (Obr. 8). Navíc se při
provedených experimentech ukázalo, že existuje kritická hodnota měřeného
faktoru koncentrace deformace, kdy dochází k dolomu nebo významnému
růstu poškození. Tato závislost může být použita při numerickém modelování
pro stanovení kritické hodnoty porušení laminátu v okolí impaktu.
Na základě těchto informací autor disertační práce navrhl kritérium pro lom
tělesa zatíženého v tlaku s vneseným poškozením o hloubce hdent. Kritérium je
17
založeno na lineární závislosti lokální hodnoty poměrné deformace v místě
poškození a hloubky poškození:
 
 c   L   k  hdent c  q  6.5 ,
  C
(3)
k, q = f (materiál, poloměr důlku…),
kde εL je lokální poměrná deformace ve směru zatížení v místě důlku po
impaktu a ε je globální poměrná deformace desky ve stejném směru. Dolní
index c značí kritickou hodnotu, kdy nastává dolom.
Obr. 8 Objevená lineární závislost faktoru koncentrace deformace v důlku po impaktu
na hloubce důlku při zatěžování. Faktor koncentrace deformace lze tedy
uvažovat jako možné kritérium pro porušení.
18
5
Závěr
Předkládaná disertační práce přinesla následující nové poznatky, které lze
uplatnit při návrhu a zkoušení leteckých konstrukcí vyrobených
z polymerního kompozitu vyztuženého uhlíkovými vlákny.
Autor práce popsal mechanismy porušování v závislosti na přítomnosti
uhlíkových nanočástic v polymerní matrici vyztužené uhlíkovou tkaninou. Na
lomových plochách s nanočásticemi byla následně pozorována většinou holá
vlákna, přičemž v matrici se nacházely shluky nanotub způsobené nedostatky
náročného procesu přimíchávání těchto částic. Shlukování mělo za následek
neúčinnost vyztužení, a proto nebyl prokázán statisticky významný efekt
nanotub v matrici na smykovou pevnost. Autor nicméně popsal typické
fraktografické znaky a mechanismy pro smykové namáhání polymerního
laminátu vyztuženého uhlíkovou tkaninou.
Novým přístupem k analýze porušování je nedestruktivní zkoušení vad
pomocí laserové shearografie. Autor tuto metodu porovnával v jednom
z článků s klasickou metodou ultrazvuku ve formě C-skenu. Cílem práce bylo
posoudit poškození laminátu impaktem. Skutečný rozsah poškození byl
vyhodnocen identifikací fraktografických znaků. Jednalo se o dosud první
zveřejněné kvantitativní porovnání těchto dvou metod se skutečným
rozsahem vnitřního poškození a autor tak poskytl informace o možnosti
kombinovat obě metody pro rychlou a spolehlivou detekci poškození
způsobovaného na kompozitních leteckých konstrukcích během jejich
provozu a údržby.
Cílem aplikace lomových kritérií na laminát s kruhovým otvorem bylo nalézt
závislosti těchto kritérií na některých faktorech typických pro materiály
používané v letectví. Významným vlivem na mechanismus porušení v tlaku
se ukázala zvýšená teplota při zatížení požadovaná pro certifikaci v leteckých
konstrukcích. Měřené pole deformací pomocí metody korelace obrazu bylo
porovnáno s existujícími analytickými modely a kritérii, které jsou součástí
rešerše. Na rozdíl od kompozitu jednosměrného způsobil vliv prostředí
u kompozitu tkaninového zvýšení charakteristických délek v modelech. To je
spojeno pravděpodobně s efektem spřažení tkaných svazků vláken. Autor
ukázal, že zejména teplota snižuje citlivost na přítomnost vrubu a to lineárně
19
s rostoucí teplotou. Dále vysvětlil na základě fraktografické analýzy
mechanismy porušení v oblasti koncentrace deformace.
Pole smykové deformace vzorku namáhaného v ohybu bylo měřeno pomocí
fotogrammetrie a porovnáváno s polem vypočteným metodou konečných
prvků. Dále autor na základě statistického vyhodnocení odhalil některé
významné faktory pro tuto zkoušku, mezi něž patří zpracování matrice,
orientace tkaniny a parametry okrajových podmínek zkoušky. Tyto faktory
mohou omezit používání hodnot pro technologické srovnání a mělo by se
s nimi při nakládání s výsledky v praxi leteckého průmyslu počítat. Na
jednotlivých částech porušeného vzorku byly v závislosti na typu napjatosti v
daném místě popsány typické mechanismy porušování platné pro polymerní
kompozity vyztužené uhlíkovou tkaninou.
Poškození impaktem je velice významným faktorem, který snižuje pevnost
laminátu v tlaku. Autor provedl sérii měření na laminátech s epoxidovou
matricí vyztuženou uhlíkovými vlákny pomocí digitální korelace obrazu. Zde
vypozoroval podobnost mezi tvarem plošného pole deformace při zatížení a
vnitřním rozsahem porušení. Současně bylo možné naměřit hodnoty faktoru
koncentrace deformace v důlku po impaktu. Pro tento faktor nalezl autor
práce lineární závislost na hloubce důlku po impaktu, který je určen energií
dopadu. Díky tomu bylo možné nad rámec cílů práce navrhnout kritérium
pevnosti, jež pro tento složitý mechanismus porušení dosud není ve
spolehlivé formě u laminátů k dispozici. Tvar deformačních polí a
identifikované mechanismy porušení mohou být v praxi velmi přínosné,
jelikož při modelování pomocí konečných prvků je lze spolu s novým
kritériem použít.
Autor posuzoval několik výrobních procesů T prvku modifikovaných
způsobem prošití. Použité prošívání se osvědčilo jako výhodné pouze pro
případ tahu potahu, navíc přineslo problémy se zvlněním tkaniny. Autor práce
se zabýval zejména mechanismy porušování T prvku namáhaného při třech
různých typech zatížení a současném poškození kritické sekce impaktem.
Způsoby porušení statisticky zpracoval a poukázal na některé vztahy mezi
vnesenou energií impaktem a jednotlivými mechanismy porušování. Tato
analýza ve smyslu damage tolerance použitá na kompozitní strukturní prvek
je poměrně unikátní a ukázala na některé výhodné aspekty použití této
20
filosofie pro moderní letecké konstrukce. Autor totiž nalezl převahu jednoho
z módů porušení pro nejvyšší energie impaktu a ukázalo se tak, že složitá
struktura spoje po poškození impaktem již není pro modely konečných prvků
tak určující. Tento poznatek může v budoucnu zjednodušit modelování
průběhu porušení složitých částí integrální kompozitní konstrukce vyrobené
nově vyvinutou nízkonákladovou technologií.
6
Perspektivy dalšího výzkumu
Autor disertační práce se v současnosti podílí na řešení dalších evropských
projektů 7. rámce se zaměřením na kompozit s uhlíkovými vlákny. V projektu
IASS se zkoumá efekt příměsi nanočástic na materiálové vlastnosti.
Zkušenosti s fraktografickou analýzou nanokompozitu zkoumaného
v předkládaném článku tak autor již nyní efektivně využívá i pro další
technologie. Zkoušky v tlaku po impaktu jsou ve výzkumu kompozitů častým
nástrojem pro ověřování technologií výroby. Brzy tak bude možné navržené
kritérium posoudit na zcela nových materiálech. Kompozitní prvky tvaru T
jsou stále ve fázi vývoje a výrobce má zájem i po skončení projektu provádět
další zkoušky na vylepšených technologiích.
Polymerní kompozity se již osvědčily pro interiérové prvky letadel a nyní
postupně dochází k jejich zavádění do primární nosné konstrukce letounu.
Zde teprve vynikne jejich hlavní přednost, jíž je vytváření materiálu dle
potřeby konstrukce. Volba materiálu pro kompozitní konstrukce je spojena
s mnoha materiálovými zkouškami. Předkládaná disertační práce může
sloužit pro návrhy zkoušek laminátů a jejich statistické vyhodnocení při
posuzovaní interakcí mnoha různých faktorů, kterými jsou kompozity
ovlivňovány. Studium lomu slouží jako jeden z hlavních ukazatelů odolnosti
materiálu. Hlavním záměrem práce bylo představit fraktografii kompozitu
jako schopný nástroj pro analýzy tohoto materiálu ve výzkumu. Mnohé
mikrofraktografické znaky nemají dosud v českém jazyce ekvivalentní názvy
a zavedené termíny v předkládané práci mohou sloužit k jejich rozšíření a
diskusi o nich. Autor se domnívá, že dlouhodobým námětem pro využití této
práce by mohlo být shromažďování fraktografických snímků s podrobnými
popisy, jehož účelem by bylo vytvoření vazeb mezi lomovými plochami a
způsoby zatěžovaní stále nových kompozitních materiálů.
21
7
Citovaná literatura
[1]
EHRENSTEIN, G.W.: Polymerní kompozitní materiály. 1. vyd. Praha,
Nakl. Scientia, 2009. 352 s. ISBN 978-80-86960-29-6.
[2]
TERESKO, J.: Boeing 787: A Matter of Materials -- Special Report:
Anatomy of a Supply Chain. Cleveland (USA), IndustryWeek.
Poslední revize 2007-12-01, [cit. 2011-08-09].
[3]
BOEING 787 Dreamliner Comes to India [online]. New Delphi, Mail
Today, Poslední revize 2011-07-15, [cit. 2011-08-11]. URL:
<http://www.faadooengineers.com/content/297-boeing-787dreamliner-comes-to-india!!>.
[4]
SAWI, I.E. – OLIVIER, P.A. – DEMONT, P. – BOUGHERARA H.:
Processing and Electrical Characterization of a Unidirectional CFRP
Composite filled with Double Walled Carbon Nanotubes. Compos.
Sci. Technol., 2012, vol. 73, s. 19-26. ISSN: 0266-3538.
[5]
FLAŠKA, M. – ŠTEKNER, B.: Speciální letecké technologie. 4. vyd.
Praha, ČVUT, 1996. 308 s. ISBN 80-01-01419-3.
[6]
NETTLES, A. T.: Hot/Wet Open Hole Compression Strength of
Carbon/Epoxy Laminates for Launch Vehicle Applications. Marschal
Space Flight Center, Alabama, NASA technical memorandum, 2009,
32 s. URL: <https://library.villanova.edu/ Find/Record/1331172.
[7]
GREENHALGH, E. S.: Failure Analysis and Fractography of
Polymer Composites. 1st. ed. Cambridge, Woodhead Publishing, 2009.
608 s. ISBN 978-1845692179.
[8]
FRIEDRICH, K.: Application of Fracture Mechanics to Composite
Materials. Amsterdam, Elsevier Science, 1989. 672 s. ISBN 9780444872869.
[9]
HOSUR, M. V. – MURTHY, C. R. L. – RAMAMURTHY, T. S. –
SHETB, A.: Estimation of impact-induced damage in CFRR laminates
through ultrasonic imaging. NDT and E Int, 1998, vol. 31, s. 359-374.
ISSN: 0963-8695.
[10]
FREITAS, M. – REIS, L.: Failure mechanism on composite specimens
subjected to compression after impact. Compos. Struct., 1998, vol. 42,
s. 365-373. ISSN: 0263-8223.
22
Seznam prací vztahujících se k disertační práci
Články v impaktovaném časopise (databáze Web of Science)
[1] KADLEC, M. – RŮŽEK, R.: A Comparison of Laser Shearography and
C-Scan for Assessing a Glass/Epoxy Laminate Impact Damage. Applied
Composite Materials, 2012, vol. 19, s. 393-407. ISSN 0929-189X.
[2] KADLEC, M. – NOVÁKOVÁ, L. – RŮŽEK, R.: Short beam shear
strength of carbon/thermoplastic laminates assessed by statistical
interactions of material and test factors. Journal of Testing and
Evaluation, 2014, vol. 42(3), s. 580-592. ISSN 0090-3973.
[3] RŮŽEK, R. – KUDRNA, P. – KADLEC, M. – KARACHALIOS, V. –
TSERPES, K.I.: Strain and damage monitoring in CFRP fuselage panels
using fiber Bragg grating sensors. Part II: Mechanical testing and
validation. Composite Structures, 2014, vol. 107, s. 737-744. ISSN 02638223.
Články v recenzovaném časopise (databáze Scopus)
[4] KADLEC, M. – KAFKA, V.: Strain Concentration during the
compression of a Carbon/Epoxy Composite after impact. International
Journal of Structural Integrity, ISSN 1757-9864. (Přijato k publikaci
5. 12. 2013).
[5] KADLEC, M. – HRON, R. – GRIESER, T.: Damage tolerance of
composite T-sections made of cost-effective carbon fibre preforms.
International Journal of Structural Integrity, ISSN 1757-9864. (Přijato
k publikaci 5. 5. 2014).
Články v ostatních recenzovaných časopisech
[6] HOMOLA, P. – KADLEC, M.: Vyhodnocení rázového poškození
uhlíkového
kompozitu
s termoplastovou
matricí.
Strojírenská
Technologie, 2011, vol. XVI, no. 1, s. 11-15. ISSN 1211-4162.
[7] KADLEC, M. – RŮŽEK, R.: Damage detection by laser shearography in
carbon/epoxy structures: a business jet fuselage and a wing box. Czech
Aerospace Proceedings, 2012, č. 1/2012, s. 16-20. ISSN 1211-877X.
[8] KADLEC, M. – PODZIMEK, J. - SIEGL, J.: Fractography of an
Interlaminar Shear Fracture in a Carbon Fibre-Reinforced Composite
Enhanced with Carbon Nanotubes. Czech Aerospace Proceedings, 2014,
č. 1/2014, s. 10-15. ISSN 1211-877X.
23
[9] KADLEC, M.: Open-hole strength and fracture of a carbon fabric
reinforced epoxy composite tested in hot/wet conditions. Czech Aerospace
Proceedings, 2014, č. 2/2014, s. 5-17. ISSN 1211-877X.
Články ve sborníku
[10]
KADLEC, M.: Failure Mechanism and Strain Fields on a
Carbon/Epoxy Composite Subjected to Compression After Impact. In:
FUIS, V. Engineering mechanics 2011: 17th international conference.
Praha, Ústav termomechaniky AV ČR, 2011. s. 263-266. ISBN 97880-87012-33-8.
[11]
KADLEC, M.: Fraktografie vláknových kompozitů na bázi
epoxid/uhlík pro letecké aplikace. In: Transfer – výzkum a vývoj pro
letecký průmysl. Praha, VZLÚ, a.s., 2012, č. 17/2012, s. 35-38. ISSN
1801-9315.
[12]
KADLEC, M. - PODZIMEK, J. – SIEGL, J.: Fractographic analysis
of an interlaminar shear fracture in a carbon fibre–reinforced epoxy
laminate enhanced by carbon nanotubes. In: 15th European Conference
on Composite Materials. Venice (IT), 2012. ISBN: 978-88-88785-332.
[13]
KADLEC, M.: Zvyšování užitných vlastností polymerních kompozitů
použitím nanočástic. In: Transfer – výzkum a vývoj pro letecký
průmysl. Praha, VZLÚ, a.s., 2013, č. 19/2013, s. 15-17. ISSN 18019315.
[14]
KADLEC, M. – KAFKA, V.: Strain Concentration and Fracture at the
Impact Site during the Compression of a Carbon/Epoxy Composite.
In: PANTELAKIS, Sp. 3rd International Conference of Engineering
against Failure (ICEAF III). Kos (Greece), 26-28 June 2013. ISBN
978-960-88104-3-3.
[15]
KADLEC, M.: Mechanical resistance of a composite profile
manufactured by a novel low-cost technology. In: Transfer – výzkum a
vývoj pro letecký průmysl. Praha, VZLÚ, a.s., 2014, č. 21/2014, s. 1823. ISSN 1801-9315.
Výzkumné zprávy, otištěné prezentace a postery
[16]
KADLEC, M. – RŮŽEK, R.: Various Flaw Detection Using Laser
Shearography. [Otištěná prezentace]. In: International Conference on
Applications for Image based Measurements 2010. Ulm (DE), Dantec
Dynamics, 2010, 7 s. ISBN 978-3-00-028155-6.
24
[17]
KADLEC, M.: Optical Measurement of an Adhesively Bonded
Composite Flap-Track Beam. [Otištěná prezentace]. In: International
Conference for Integration of optical Metrology in Industry and
Research. Braunschweig (DE), GOM, 2010, 9 s.
[18]
KADLEC, M. – RŮŽEK, R.: Disbond and Impact Detection in CFRP
Airframe by Shearography. [Otištěná prezentace]. In: International
Conference on Applications for Image based Measurements 2011.
Ulm (DE), Dantec Dynamics, 2011. 10 s. ISBN 978-3-00-033591-4.
[19]
KADLEC, M.: Analýza metod stanovení mezilaminární smykové
pevnosti polymerních kompozitů. [Zpráva R-4706]. Praha, VZLU, a.s.,
2010, 34 s.
[20]
KADLEC, M.: Určení materiálových konstant vrstvy vláknového
kompozitu a statistické zpracování. [Zpráva R-4763]. Praha, VZLU,
a.s., 2010, 28 s.
[21]
KADLEC, M.: Vliv nanotub v matrici na mechanické a elektrické
vlastnosti uhlíkového kompozitu. [Zpráva R-4778]. Praha, VZLU, a.s.,
2010, 46 s.
[22]
KADLEC, M.: Vlastnosti a porušování vláknových polymerních
kompozitů používaných v letectví. [Zpráva R-KMAT-832/11]. Praha,
ČVUT-FJFI-KMAT, 2011, 41 s.
[23]
KADLEC, M.: Lomová kritéria kompozitního laminátu v přítomnosti
gradientu napětí. [Zpráva R-KMAT-827/11]. Praha, ČVUT-FJFIKMAT, 2011, 24 s.
[24]
KADLEC, M. – SIEGL, J. – ADÁMEK, J.: Fraktografická analýza
kompozitů s uhlíkovými vlákny a polymerní matricí s příměsí
nanočástic. [Výzkumná zpráva V-KMAT-819/11]. Praha, ČVUT-FJFIKMAT, 2011, 18 s.
[25]
KADLEC, M. – RŮŽEK, R.: Shearography results compared with a
laminate inner damage extent. [Otištěná prezentace]. In: International
Conference on Applications for Image based Measurements 2012.
Ulm (DE), Dantec Dynamics, 2012. 9 s. ISBN 978-3-00-036870-7.
[26]
KADLEC, M.: Fractographic and Strain Analysis of Carbon FibreReinfoced Epoxy laminates. [Poster]. In: ASD Annual Convention
2014. Praha, VZLÚ, a.s., 2014.
25
Citační ohlas publikací vzniklých v průběhu disertační práce
KADLEC, M. - RŮŽEK, R.: A Comparison of Laser Shearography and CScan for Assessing a Glass/Epoxy Laminate Impact Damage. Applied
Composite Materials, 2012, vol. 19, s. 393-407. ISSN 0929-189X.
Citováno v pracích:
1. NEWAZ, G. Damage Tolerance Analysis for Advanced
Composites. In: LEE, S. M., (ed.) Wiley Encyclopedia of
Composites. New York (US), John Wiley & Sons, 2012, 3444 s.
ISBN: 978-0470128282.
2. VIEIRA, P. A. G. Current airframe manufacturing technologies in
the aeronautical industry and trends for future developments.
[Disertační práce]. Covilha (Portugalsko), University of Beira
Interior, 2013, 100 s.
RŮŽEK, R. – KUDRNA, P. – KADLEC, M. – KARACHALIOS, V. –
TSERPES, K.I.: Strain and damage monitoring in CFRP fuselage panels
using fiber Bragg grating sensors. Part II: Mechanical testing and validation.
Composite Structures, 2014, vol. 107, s. 737-744. ISSN 0263-8223.
Citováno v pracích:
1. JUNG, Kyung-Chae; ROH, In-Taek; CHANG, Seung-Hwan.
Thermal behavior and performance evaluation of epoxy-based
polymer concretes containing silicone rubber for use as runway
repair materials. Composite Structures, 2014.
2. ZHU, Shuhua, et al. Effect of the stiffener stiffness on the buckling
and post-buckling behavior of stiffened composite panelsexperimental investigation. Composite Structures, 2014.
3. ARASU, P., et al. Absorbance properties of gold coated fiber
Bragg grating sensor for aqueous ethanol. Journal of the
European Optical Society-Rapid publications, 2014, 9.
26
ABSTRAKT
Mechanismy porušování polymerního kompozitu vyztuženého
uhlíkovou tkaninou pro letecké konstrukce
Předkládaná disertační práce pojednává o polymerním kompozitu
vyztuženém uhlíkovými vlákny a je zaměřena na mechanismy jeho
porušování. Cílem práce bylo zkoumat mechanismy a kritéria porušení
polymerního kompozitu v závislosti na typu zatížení, poškození impaktem,
použitém konstrukčním prvku a technologii výroby. Autor disertační práce
podpořil filosofii damage tolerance experimenty a analýzami, jež zahrnují
charakteristiku zkušebních metod, rozbor mechanismů porušování, posouzení
detekce poškození a návrh nového kritéria.
V předkládané práci byl základním předpokladem pro interpretaci výsledků
materiálových zkoušek správný popis fraktografických znaků a mechanismů
porušení shrnutý autorem pro namáhání kompozitu v tahu, tlaku a smyku.
Během provádění zkoušek autor přišel na některé významné faktory, jež
ovlivňují naměřené materiálové charakteristiky, a v praxi leteckého průmyslu
by se s nimi tedy mělo počítat. V experimentech se mj. hodnotil faktor
prostředí v podobě zvýšené teploty s vlhkostí, který působil rozdílně na
tkaninový a jednosměrný kompozit s kruhovým otvorem. Experimentálně
byla zmapována také koncentrace deformace v okolí tohoto otvoru a
naměřený gradient byl porovnán s analytickým modelem. Podobně byla
měřena deformace zatížené desky v okolí poškození impaktem, kde autor
pozoroval korelaci pole smykové deformace s vnitřním porušením materiálu.
Mezi zkoumané faktory patřila také spolehlivost detekce tohoto poškození po
dopadu cizího tělesa. Takto byla nalezena vhodná kombinace dvou metod v
závislosti na skutečném rozsahu poškození. V případě kombinace porušení
impaktem a tlakem navíc autor navrhl nové kritérium pro pevnost, jež v
obecně platné formě dosud není v oboru laminátů k dispozici. Nakonec byly
aplikované poznatky využity ke zkoumání kompozitního prvku typu T, kde se
ukázaly některé vztahy mezi vnesenou energií impaktem a jednotlivými
mechanismy porušování. Autor práce také poukázal na výhody struktury T
prvku vyrobeného automatizovanou technologií při predikci poškození.
27
ABSTRACT
Failure Mechanisms of a Carbon Fabric Reinforced Polymer Composite
for Aerospace Structures
The doctoral thesis deals with a carbon fabric-reinforced polymer composite
and is focused on its failure mechanisms. The aim of the work was to study
failure mechanism and criteria relations on type of loading, impact damage,
structural element type, and on used manufacturing technologies. The
experiments and analyses described in the text were proposed to support the
damage tolerance philosophy from the point of testing methods, failure
mechanisms, flaw detection and a new criterion design.
The proper identification of fractographical features and failure mechanisms
for loading in tension, compression and shear was the basic presumption for
interpretation of the material test results. The author found out some
significant factors that should be considered when using measured material
characteristics in the practice of aerospace industry. Besides other things, the
reliability of impact damage detection using two properly combined NDT
methods in relation with the real inner damage belonged to the studied
factors. The concentration of deformation during loading caused by this
damage and also by a hole was experimentally mapped, compared with
analytical models and correlated with inner damage and influence of elevated
temperature and humidity. Moreover, a new criterion was designed for the
combination of compression loading and impact damage, that has not been
available in literature in general form. Finally, the applied findings were used
for a study of a T-shaped composite element where relations between the
impact energy and certain failure mechanisms were described. The thesis also
showed some advantageous aspects of folded T elements for damage growth
prediction in integral aerospace structures manufactured by a cost-effective
technology.
28