Il danno da impatto è un evento che interessa frequentemente le strutture aeronautiche. Il velivolo può essere soggetto ad impatti sia durante la costruzione sia durante la vita operativa. Fonti tipiche di impatto sono l’utensile che cade inavvertitamente, la grandine, detriti presenti in pista che vengono proiettati sul velivolo dal rotolamento degli pneumatici ed in generale le azioni di manutenzione. Esistono due categorie di danni da impatto: quelli generati da impatti a bassa velocità (Low Velocity Impact, LVI) e quelli generati da impatti ad alta velocità (High Velocity Impact, HVI). Gli impatti a bassa velocità possono essere difficili da identificare attraverso un’ispezione visiva della struttura; questo perché il danneggiamento è prevalentemente interno al laminato [1]. La tecnica non distruttiva più affidabile utilizzata per l’ispezione dei materiali compositi è quella degli ultrasuoni; tuttavia tale metodo è lento, presenta costi elevati e difficoltà tecniche che in rari casi ne giustificano l’uso in servizio. Pertanto, attualmente, i velivoli vengono progettati assumendo che la struttura presenti dei danni da impatto non identificabili attraverso un’ispezione visiva sin dalla fabbricazione. Ciò determina una drastica riduzione degli sforzi ammissibili per le strutture aeronautiche in composito, che si traduce in un significativo aumento del peso strutturale. Gli ammissibili in presenza di danno vengono attualmente determinati attraverso campagne di prove sperimentali, che si rivelano lunghe e costose. La possibilità di affiancare ad esse uno strumento numerico risulta dunque di grande interesse; infatti, l’analisi numerica aiuta a comprendere le modalità di cedimento in condizioni di carico difficilmente riproducibili dal punto di vista sperimentale, che sicuramente risultano meno gravose rispetto alla pura compressione. Tali condizioni di carico sono quelle agiscono tipicamente su un pannello aeronautico. Per quanto concerne i carichi affaticanti, inoltre, sebbene sia riconosciuta la migliore performance a fatica di un laminato di fibra di carbonio non danneggiato rispetto al corrispettivo realizzato in materiale metallico, l’introduzione della delaminazione post impatto può abbassare la soglia per cui si verificano danneggiamenti a fatica a livelli inferiori al 20% del carico di rottura del laminato in esame. In particolare la propagazione del danno a fatica è molto critica sotto l’azione di carichi di compressione e può causare cedimenti catastrofici della struttura attraverso meccanismi di instabilità globale e locale che si manifestano a livelli di carico ben al di sotto del limite a fatica del materiale non danneggiato. L’obiettivo del presente lavoro è quello di mettere a punto, a seguito di una opportuna validazione numerico sperimentale, una tecnica di modellazione e simulazione numerica, basata sul metodo agli elementi finiti, in grado di valutare la risposta di un laminato sottoposto a carico di compressione successivo ad un impatto a bassa velocità. In particolare ci si avvale di un approccio numerico esplicito e di leggi costitutive che permettono di modellare la progressione del danneggiamento, così come implementate nel codice agli elementi finiti ABAQUS®. Un aspetto critico che sarà considerato prioritario nello sviluppo della tecnica di modellazione sarà la fedeltà della distribuzione del danneggiamento nel passaggio dalla simulazione di impatto alla simulazione della compressione post-impatto [2, 3]. Nella pratica comune il danneggiamento dovuto all’impatto viene notevolmente semplificato quando si passa alla compressione dopo impatto [4]. Ciò rende notevolmente più efficiente l’analisi post-impatto ma inevitabilmente incide sull’accuratezza dei risultati. In effetti, il danno provocato da un impatto sui compositi laminati è un complicato mix di meccanismi di rottura inter-laminari ed intra-laminari che si intrecciano ed interagiscono tra loro sia durante la fase dell’impatto che nella successiva compressione post-impatto. È quindi necessario modellare questi meccanismi di rottura in modo fedele al fine di ottenere un’accuratezza accettabile in termini di predizione della propagazione del danno. Nel modello sviluppato il danno sarà discretizzato considerando la presenza di delaminazioni posizionate a diversi spessori nel laminato [5] e la presenza di rotture di fibre e matrice all’interno di ogni singola lamina [6-7]. Utilizzando lo stesso modello numerico per la fase di impatto e di post impatto, si garantirà l’equivalenza del modello di danno nelle due diverse simulazioni.

STUDIO DI UNA METODOLOGIA NUMERICA PER L’ANALISI STRUTTURALE DI LAMINATI IN COMPOSITO SOGGETTI AD URTI A BASSA VELOCITÀ

CAPUTO, Francesco;RICCIO, Aniello;LAMANNA, Giuseppe;SCARAMUZZINO, Francesco;SOPRANO, Alessandro
2012

Abstract

Il danno da impatto è un evento che interessa frequentemente le strutture aeronautiche. Il velivolo può essere soggetto ad impatti sia durante la costruzione sia durante la vita operativa. Fonti tipiche di impatto sono l’utensile che cade inavvertitamente, la grandine, detriti presenti in pista che vengono proiettati sul velivolo dal rotolamento degli pneumatici ed in generale le azioni di manutenzione. Esistono due categorie di danni da impatto: quelli generati da impatti a bassa velocità (Low Velocity Impact, LVI) e quelli generati da impatti ad alta velocità (High Velocity Impact, HVI). Gli impatti a bassa velocità possono essere difficili da identificare attraverso un’ispezione visiva della struttura; questo perché il danneggiamento è prevalentemente interno al laminato [1]. La tecnica non distruttiva più affidabile utilizzata per l’ispezione dei materiali compositi è quella degli ultrasuoni; tuttavia tale metodo è lento, presenta costi elevati e difficoltà tecniche che in rari casi ne giustificano l’uso in servizio. Pertanto, attualmente, i velivoli vengono progettati assumendo che la struttura presenti dei danni da impatto non identificabili attraverso un’ispezione visiva sin dalla fabbricazione. Ciò determina una drastica riduzione degli sforzi ammissibili per le strutture aeronautiche in composito, che si traduce in un significativo aumento del peso strutturale. Gli ammissibili in presenza di danno vengono attualmente determinati attraverso campagne di prove sperimentali, che si rivelano lunghe e costose. La possibilità di affiancare ad esse uno strumento numerico risulta dunque di grande interesse; infatti, l’analisi numerica aiuta a comprendere le modalità di cedimento in condizioni di carico difficilmente riproducibili dal punto di vista sperimentale, che sicuramente risultano meno gravose rispetto alla pura compressione. Tali condizioni di carico sono quelle agiscono tipicamente su un pannello aeronautico. Per quanto concerne i carichi affaticanti, inoltre, sebbene sia riconosciuta la migliore performance a fatica di un laminato di fibra di carbonio non danneggiato rispetto al corrispettivo realizzato in materiale metallico, l’introduzione della delaminazione post impatto può abbassare la soglia per cui si verificano danneggiamenti a fatica a livelli inferiori al 20% del carico di rottura del laminato in esame. In particolare la propagazione del danno a fatica è molto critica sotto l’azione di carichi di compressione e può causare cedimenti catastrofici della struttura attraverso meccanismi di instabilità globale e locale che si manifestano a livelli di carico ben al di sotto del limite a fatica del materiale non danneggiato. L’obiettivo del presente lavoro è quello di mettere a punto, a seguito di una opportuna validazione numerico sperimentale, una tecnica di modellazione e simulazione numerica, basata sul metodo agli elementi finiti, in grado di valutare la risposta di un laminato sottoposto a carico di compressione successivo ad un impatto a bassa velocità. In particolare ci si avvale di un approccio numerico esplicito e di leggi costitutive che permettono di modellare la progressione del danneggiamento, così come implementate nel codice agli elementi finiti ABAQUS®. Un aspetto critico che sarà considerato prioritario nello sviluppo della tecnica di modellazione sarà la fedeltà della distribuzione del danneggiamento nel passaggio dalla simulazione di impatto alla simulazione della compressione post-impatto [2, 3]. Nella pratica comune il danneggiamento dovuto all’impatto viene notevolmente semplificato quando si passa alla compressione dopo impatto [4]. Ciò rende notevolmente più efficiente l’analisi post-impatto ma inevitabilmente incide sull’accuratezza dei risultati. In effetti, il danno provocato da un impatto sui compositi laminati è un complicato mix di meccanismi di rottura inter-laminari ed intra-laminari che si intrecciano ed interagiscono tra loro sia durante la fase dell’impatto che nella successiva compressione post-impatto. È quindi necessario modellare questi meccanismi di rottura in modo fedele al fine di ottenere un’accuratezza accettabile in termini di predizione della propagazione del danno. Nel modello sviluppato il danno sarà discretizzato considerando la presenza di delaminazioni posizionate a diversi spessori nel laminato [5] e la presenza di rotture di fibre e matrice all’interno di ogni singola lamina [6-7]. Utilizzando lo stesso modello numerico per la fase di impatto e di post impatto, si garantirà l’equivalenza del modello di danno nelle due diverse simulazioni.
978-88-97385-43-1
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Utilizza questo identificativo per citare o creare un link a questo documento: http://hdl.handle.net/11591/179398
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