بررسي شكست صفحات كامپوزيت لايه‌اي[0°/θ°]s و تاثير جهت الياف بر چقرمگي شكست

Fracture Analysis of Laminated Composite Plates [0°/θ°]s and Effects of Fiber Orientation on Fracture Toughness

در تحقيق حاضر چقرمگي شكست صفحات كامپوزيت تقويت‌شده با الياف داراي شكاف در يك لبه با لايه‌چيني [00/?0]s بررسي شده است. منحني‌هاي بار ـ جابه‌جايي براي صفحات كامپوزيت تقويت‌شده الياف كربن تك‌جهته/رزين‌اپوكسي تحت بار كششي به‌دست آمده‌اند. چقرمگي شكست با تعيين بارهاي شكست حاصل شده است. براي تحليل عددي از نرم‌افزارهاي ANSYS و ABAQUS استفاده شده است. خواص مادي لايه‌ها با نيون صفحه لايه‌اي كلاسيك محاسبه شده و در مدل اجزاي محدود با استفاده از المان صفحه به‌كار گرفته شده‌اند. ماتريس سفتي لايه‌ها تعيين و المان پوسته براي حل عددي انتخاب شده است. ضرايب شدت تنش بحراني با روش همبستگي جابه‌جايي تحت شرايط بار شكست تجربي توسط نرم‌افزار ANSYS و به‌صورت مستقيم توسط نرم‌افزار ABAQUS محاسبه شده‌اند. مقايسه‌ي نتايج عددي با نتايج تجربي نشان مي‌دهد كه مي‌توان براي قطعات پيچيده با استفاده از روش‌هاي عددي چقرمگي شكست را پيش‌بيني كرد.

In the present study, the fracture toughness of single edge notched fibers reinforced with composite plates has been investigated. The plates are in [0°/?°]_s, ?=15°,30°,45°,60°,75° and 90° lamina configuration. Load–displacement curves for unidirectional carbon fiber/epoxy resin reinforced composite plates were obtained under tensile load. Fracture toughness was obtained by determining failure loads. For numerical analysis, commercial finite element software, ANSYS and ABAQUS were used. The material properties of laminates were calculated using classical laminated plate theory and applied to the finite element model using plane element. Stiffness matrix of laminates was determined and shell element was chosen for numerical solution. Critical stress intensity factors were calculated by displacement correlation method (DCM) under experimental failure load conditions, using ANSYS software .Also they were calculated directly using ABAQUS software. The results have been presented in two main sections: (a) experimental results (K_IC )_EXP by using empirical relation for SEN specimens and (b) numerical simulation results (K_IC )_PLANE, (K_IC )_SHELL and (K_IC )_DIRECT of three applied elements Plane82 (homogeneous plane element), Shell99 (shell element) and S8R (thick shell element) from experimental failure load, respectively. A comparison between numerical and experimental results indicates that the fracture toughness is predictable for complex parts using numerical methods. Experimental results show that failure angle is equal to the fiber direction.