Identifizierung und Verifizierung eines Damage Tolerance Kriteriums für Faserverbunde

Kurzfassung

Die vorliegende Arbeit befasst sich mit der Entwicklung einer Damage Tolerance-Methode für Faser-Kunststoff-Verbunde im Rahmen des Gesamtentwurfs eines Flugzeugs. Damage Tolerance Methoden berücksichtigen, dass Schäden während des Betriebs eines Flugzeugs kaum zu vermeiden sind und gewährleisten den erforderlichen sicheren Betrieb einer Flugzeugstruktur, indem Schäden und ihr Ausbreitungsverhalten im Auslegungsprozess berücksichtigt und im Betrieb überwacht werden. Solche Damage Tolerance-Methoden haben sich für metallische Strukturen etabliert, können jedoch nicht genauso übernommen werden, da Faser-Kunststoff-Verbunde ein anderes Schädigungsverhalten mit unterschiedlichen Schädigungsmodi aufweisen. Im Rahmen dieser Arbeit wird das Damage Tolerance-Kriterium für eine Delamination unter zyklischer Drucklast für zwei verschiedene Bauteilkonfigurationen entwickelt. Dabei handelt es sich zum einen um an CAI-Versuchsproben (Compression After Impact) angelehnte Laminate und zum anderen um ein mit Stringern versteiftes Paneel. Es erfolgt die Entwicklung einer analytischen Methode, die das Schadenswachstum der Delamination beschreibt. Dazu werden energetische Betrachtungen durchgeführt, die zu richtungsabhängigen Energiefreisetzungs- und Rissfortschrittsraten führen. Anschließend wird versucht, die analytische Methode mittels eines Vergleichs der analytischen Ergebnisse mit den Ergebnissen einer FE-Simulation zu verifizieren. Abschließend erfolgt die Definition einer Analysekette nach der Luftfahrtrichtlinie AC 20-107B, in der alle erforderlichen Schritte zur Damage Tolerance-Auslegung der betrachteten delaminationsbehafteten Faserverbundstruktur unter Druckbelastung festgelegt werden.