Untersuchung der Schadensausbreitung an dynamisch be- lastetem CFK mittels zerstörungsfreier Prüfung

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Dokumentart: Bachelor Thesis
Institut: Department Fahrzeugtechnik und Flugzeugbau
Sprache: Deutsch
Erstellungsjahr: 2010
Publikationsdatum:
SWD-Schlagwörter: Kohlenstofffaserverstärkter Kunststoff , Zerstörungsfreie Werkstoffprüfung , Dynamische Belastung , Thermographie , Ultraschall , Flugzeugbau , Materi
Freie Schlagwörter (Deutsch): Impact, Barely Visible Impact Damage, VARTM-Verfahren
DDC-Sachgruppe: Ingenieurwissenschaften und Maschinenbau
PACS - Klassifikation: Fiber-rein

Kurzfassung auf Deutsch:

Diese Arbeit beschäftigt sich mit den Auswirkungen von Impacts auf CFK-Laminate. Dabei liegt ein besonderer Fokus auf dem Flugzeugbau und der zerstörungsfreien Schadensdetekti- on. Zu Beginn der Arbeit wird gezeigt, dass Impacts am Flugzeug vor allem am Rumpf entste- hen. Besonders die Türbereiche sind betroffen, weil es dort häufig zum Zusammenstoß mit Bodenfahrzeugen oder Fluggasttreppen kommt. Die entstandenen Schäden lassen sich in zwei Kategorien einteilen: kaum sichtbar (barely visible Impact Damage, BVID) und sichtbar (vi- sible Impact Damage, VID). Auf dieser Zuordnung basiert ebenfalls eine von der FAA und EASA erarbeitete Schadensklassifizierung in fünf Kategorien. Je nach Größe und Erkennbar- keit der Schäden müssen Bauteile in der Lage sein, bestimmte Lasten zu tragen. Die Ausle- gungsphilosophien der Hersteller orientieren sich an dieser Klassifizierung. Im Experimentalteil werden Proben aus einem Multiaxialgelege (MAG) aus Kohlenstofffasern hergestellt. Die Laminate besitzen den Aufbau [0, -45, 90, 45]as und sind 2mm dick und 50mm breit. Die Fertigung der Proben erfolgt im Vakuum Assisted Resin Transfer Molding- Verfahren (VARTM). Es werden ferner eine Referenz-Wöhlerkurve unter Zugschwelllast an- gefertigt und vorermüdete Probekörper mit einem Impact von 31J Energie versehen. Im An- schluss an die Impact-Einbringung wird die Schadensgröße anhand von Ultraschall- und Thermografie-Aufnahmen ermittelt und die Proben werden bis zum Versagen zyklisch bela- stet. Während der Nachermüdung werden in bestimmten Intervallen Thermografie- Aufnahmen erstellt und somit das Schadenswachstum protokolliert. Die Auswertung der Aufnahmen ergibt, dass es zu keinem Schadenswachstum gekommen ist. Auch die Wöhler- kurve der Impact-Serie zeigte nur leichte Abweichungen zur Wöhlerkurve der Referenz-Serie. Das lässt den Schluss zu, dass der Impact keinen oder nur einen sehr geringen Einfluss auf die Lebensdauer der unter Zugschwelllast ermüdeten Proben hatte. Am Ende werden die beiden verwendeten zerstörungsfreien Prüfverfahren Ultraschall und Thermografie miteinander verglichen. Es zeigt sich, dass die Thermografie-Prüfung für die schnelle und zuverlässige Detektion von Schäden in CFK-Bauteilen aus dem verwendeten MAG-Material nur bedingt geeignet ist. Der Grund ist eine geringe Tiefenreichweite (1mm). Das wesentlich zeitaufwendigere Ultraschall-Verfahren liefert einen guten Aufschluss über Form, Ausdehnung und Tiefe einer Delamination.

Kurzfassung auf Englisch:

In this thesis the effects of impacts on carbon fiber composite materials are discussed. A par- ticular emphasis is on aircraft design and detection of damage growth with non-destructive testing methods. At first it is shown that impacts mainly occur on the aircraft’s fuselage, especially around the doors. This is due to the frequent contacts with gangways and service vehicles. The arising damages can be subdivided into barely visible impact damages (BVID) and visible impact damages (VID). In this regard, the aviation agencies FAA and EASA have developed a dam- age classification system that consists of five categories. Depending on the detectability and the size of the defect a part has to be able to maintain a predefined load level. The classifica- tions of the manufacturers have to be in accordance with the FAA and EASA regulations. For the experimental part specimens were molded from carbon fiber multi-axial knitted fab- ric using vacuum assisted resin transfer molding (VARTM). The laminate’s layup was [0, - 45, 90, 45]as with a thickness of 2mm and a width of 50mm. In the next step the specimens were fatigued under tension-tension-load (R=0,1) to half of their durability and impacted with an energy of 31J. The area of the defect was determined via ultrasound scanning and thermographic inspection. After that, the specimens were fatigued until failure and the dam- age progression was monitored by regular thermographic inspections. A damage growth could not be measured. Furthermore, the S-N-curves of the non-impacted and impacted samples showed only minor deviations. Therefore the impact had only little effect on the fatigue life of the tested specimens. Finally, the employed non-destructive testing methods were compared with each other. As a result the thermographic inspection was identified as only suitable to a limited extent for the detection of defects within laminates made from multi-axial knitted fabric. This was mainly due to a small deep range (1mm). In the contrary, the ultrasound scanning is very time- consuming, but delivers more accurate information about the defect’s shape, area and depth.

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