تحليل تخريب اتصالات چسبي بال كامپوزيتي با استفاده از المان واسط چسبنده سه‌بعدي

Failure analysis of composite wing adhesive joints using 3D cohesive interface element

مواد كامپوزيتي چندلايه با توجه به استحكام و سفتي بالا نسبت به وزن، ‌كاربرد بسيار وسيعي در صنايع مختلف از جمله هوافضا دارند. لذا تشخيص مكانيزم‌هاي خرابي اين مواد اهميت بسيار زيادي در پيش‌بيني رفتار مكانيكي آن‌ها دارد. يكي از اصلي‌ترين مود‌هاي خرابي اصلي اين مواد، جدايي بين لايه‌اي است كه در بين لايه‌هاي كامپوزيتي و در نقاط اتصال قطعات مختلف به يكديگر مشاهده مي‌شود. در اين پژوهش به‌منظور پيش‌بيني رشد آسيب در اتصالات چسبي بال كامپوزيتي، مدل ناحيه چسبنده به‌كار گرفته مي‌شود. مزيت اين روش، امكان مدل‌سازي رشد جدايي بين لايه‌اي بدون نياز به‌وجود ترك اوليه و المان‌بندي مجدد مي‌باشد. به‌علاوه به‌منظور پيش‌بيني آسيب احتمالي در لايه‌هاي كامپوزيتي، مدل آسيب پيش‌رونده لادوز در نرم افزار آباكوس با استفاده از كد نوشته شده توسط كاربر (Umat) پياده‌سازي شده و ميزان اهميت در نظر گرفتن تخريب درون لايه‌اي در لايه‌هاي كامپوزيتي بر تسريع شروع تخريب و رشد آن در اتصال چسبي مورد ارزيابي قرار گرفته است. نتايج حاصل از اعتبارسنجي نشان از دقت مناسب روش به‌كار گرفته شده، دارد. به‌علاوه نتايج تحليل نشان داد، استفاده از المان‌هاي سه‌بعدي به‌مراتب دقت بهتري در تشخيص شروع تخريب و رشد آن نسبت به مدل‌هاي دوبعدي دارد. در ادامه اثرات مشخصات اتصال چسبي مثل ضخامت و كيفيت اتصال در استحكام سازه بال مورد بررسي قرار گرفته است.

Due to high strength and stiffness in comparison with their weights, laminated composite materials are widely used in many structures such as aerospace. Therefore to predict their mechanical response, the understanding of their failure mechanisms is very important. The delamination between composite layers and adhesive joints is one of the main damage modes of these materials. In this research, the cohesive zone model is used to predict the damage evaluation of composite wing adhesive joints. The advantage of this method is the modeling of delamination growth without any requirements to the presence of initial crack and remeshing.  Moreover to predict the probable damage in composite layers the Ladeveze progressive damage model has been implemented in Abaqus using user defined code (Umat) and also the importance of considering the intralaminar failure on the acceleration in damage initiation and propagation in adhesively bonded joints have been evaluated. The results verify the proper accuracy of implemented method. Furthermore, the results of solid cohesive elements showed to be more accurate in predicting damage initiation and evaluation in comparison to shell elements. Finally effects of adhesive properties such as thickness and quality of bonding in load capability of wing structure have been investigated.