An increasing application of fibre-reinforced composites in aircraft and aerospace engineering contributed to the rise of development of highly effective numerical tools. On the one hand, computational simulations help to overcome the problems related to expensive experimental testings by partially substituting them. This in turn could result in decrease of design and certification costs. On the other hand, the need of effective numerical methods emerged from the desire to increase the limit loads and thus, to further exploit possible reserves of composite components. However, the complexity of problems commonly associated with the modelling of composites requires thorough understanding of the material and structural
behaviour. For this reason, an efficient and reliable progressive failure analysis capability is required. Moreover, it is indispensable to be able to combine different levels of precision in one model to effectively examine large structures.
Extensive usage of composite stiffened panels is justified by their slenderness, which results in desired light weight jointly with high stiffness in designated direction due to accordingly aligned reinforcing parts called stringers or stiffeners. These stiffeners not only prevent the skin of the panel from premature buckling under compressive loading, but they also increase the overall structural strength leading to final failure detected far beyond initial buckling.
Successfully employed in modelling fuselages and wing boxes as primary components, composite stiffened panels have gained recognition. However, substantial enhancements are to be envisaged in terms of computational methods, as various effects, such as damage initiation and propagation, plasticity or impact damage, for example, require investigation at different levels of accuracy. That leads to development of various multiscale and global-local methods. A literature review has been conducted with a special attention to damage mechanisms and their importance as well as a following discussion dedicated to the existing multiscale
algorithms with their strong and weak points.
To address a need in computationally efficient strategies, during this work a novel global-local coupling approach has been developed that is able to model progressive separation of the skin and the stringer together with intralaminar damage in stiffened CFRP panels under compression. The main goal of this methodology is to examine the damage at two levels of accuracy, taking advantage of the fast calculations at the global level and assessing in detail the damage propagation at the local level. An appropriate information exchange between the global and local levels in both directions is particularly challenging and it has been achieved in the demonstrated global-local approach.
According to the proposed method, at the global level a linear elastic coarse model with shell elements is employed to detect the probable areas of damage. Afterwards, local models are generated using a fine mesh with solid elements. Kinematic constraints are used as boundary conditions to prescribe corresponding displacements from the global to the local model. The damage evolution is simulated by means of a material degradation model and cohesive elements are applied at the local level. To ensure a full information exchange between the
two levels, a transfer of the reduced material properties from the local to the global level is carried out. As the relative element sizes of the global and local models are different, a special homogenization procedure is implemented that preserves energies dissipated between the local and global levels. The global-local steps are executed until the final failure takes place.
The new developed approach is illustrated on the basis of one-stringer and multi-stringer laminate panels considering intact and predamaged cases with initial debonding with an aim to demonstrate advantages of the proposed method for modelling progressive failure in the stiffened composite panels with localized damage.
Der zunehmende Einsatz von faserverstärkten Verbundwerkstoffen in der Luft- und Raumfahrttechnik
beschleunigt die Entwicklung hochwirksamer numerischer Werkzeuge. Einerseits
helfen Computersimulationen, schwierige und kostspielige experimentelle Tests zu vermeiden
um Design- und Zertifizierungskosten zu senken. Andererseits ergibt sich die Notwendigkeit
effektiver numerischer Methoden aus dem Wunsch, Lasten in die Nahe der Belastungsgrenze
zu erhöhen und damit mögliche Reserven von Verbundbauteilen besser zu nutzen. Die
Komplexität der Probleme, die häufig mit der Simulation von Verbundbauteilen verbunden
ist, erfordert allerdings ein umfassendes Verständnis des Werkstoff- und Strukturverhaltens.
Aus diesem Grund ist eine effiziente und zuverlässige progressive Fehleranalysefähigkeit
erforderlich. Darüber hinaus ist es unerlässlich, verschiedene Detailgrade in einem Modell
kombinieren zu können, um große Strukturen effektiv zu untersuchen.
Der umfangreiche Einsatz von Fasenverbundpaneelen kann auf ihre Schlankheit zurückgeführt
werden, die aufgrund der entsprechend ausgerichteten Versteifungskomponenten,
die als Stringer bezeichnet werden, das gewünschte niedrige Gewicht gemeinsam mit einer
hohen Steifigkeit in der erforderlichen Ausrichtung erzielen. Diese Versteifungen verhindern
nicht nur, dass die Paneele unter Druckbelastung vorzeitig beult, sondern sie erhöhen
auch die Gesamttragfähigkeit, was wiederum zu einem endgültigen Strukturversagen weit
jenseits des initialen Beulens führt. Bei der Modellierung von Rumpf- und Flügelkästen
erfolgreich als Hauptkomponenten eingesetzt, haben Fasenverbundpaneele Bedeutung erlangt.
Bezüglich der Berechnungsmethoden sind jedoch erhebliche Verbesserungen erforderlich,
da unterschiedliche Effekte, wie beispielsweise die Schadenseinleitung und -ausbreitung,
Schäden durch Plastizität oder Aufprall, auf verschiedenen Genauigkeitsniveaus untersucht
werden müssen. Dies führt zur Entwicklung unterschiedlicher Multiskalen- und
Global-lokal-Ansätzen. Es wurde eine Literaturrecherche mit besonderem Augenmerk auf
Schadensmechanismen und deren Bedeutung sowie eine anschließende Diskussion über die
bestehenden Multiskalenalgorithmen mit ihren Stärken und Schwächen durchgeführt.
Um einem Bedarf an rechentechnisch effizienten Strategien gerecht zu werden, wurde im
Rahmen dieser Arbeit ein neuartiger global-lokaler Kopplungsansatz entwickelt, der in der
Lage ist, die progressive Trennung von Außenhaut und Stringer zusammen mit intralaminaren
Schäden in versteiften CFK- Paneele unter Druckbeanspruchung zu modellieren. Das
Hauptziel dieser Methodik ist es, den Schaden auf zwei Skalen-Ebenen zu untersuchen. Zum
Einem wird eine globale Struktur mit relativ grober Vernetzung erstellt, die den Vorteil von
zügigen Berechnungen aufweist. Zum Anderem wird die Schadensausbreitung auf lokaler
Ebene im Detail bewertet. Ein angemessener Informationsaustausch zwischen der globalen
und der lokalen Ebene ist besonders herausfordernd und wurde im Rahmen des dargestellten
global-lokalen Ansatzes erreicht.
Nach dem in dieser Arbeit vorgeschlagenen Verfahren wird auf globaler Ebene ein linear elastisches Modell mit Schalenelementen eingesetzt. Die Vernetzung wird so gewählt, damit
die alle möglichen Schadensbereiche erfasst werden. Anschließend werden lokale Modelle
mit einem feinen Netz aus Volumenelementen erzeugt. Kinematische Kopplungen werden
als Randbedingungen verwendet, um entsprechende Verschiebungen vom globalen zum
lokalen Modell vorzugeben. Die Schädigungsentwicklung wird mit Hilfe eines entsprechenden
Materialmodells simuliert und Kohesivzonenelemente auf lokaler Ebene angewendet. Um
einen umfassenden Informationsaustausch zwischen den beiden Ebenen zu gewährleisten,
wird eine Übertragung der reduzierten Materialeigenschaften von der lokalen auf die globale
Ebene durchgeführt. Da die relativen Elementgrößen der globalen und lokalen Modelle
unterschiedlich sind, wird ein spezielles Homogenisierungsverfahren implementiert, welches
sicherstellt, dass auf der lokalen und globalen Ebene die gleiche dissipierte Energie vorliegt.
Die global-lokalen Schritte werden ausgeführt, bis das endgültige Strukturversagen eintritt.
Der neu entwickelte Ansatz wird auf Basis von Einstringer- und Multistringer-Laminatpaneelen
unter Berücksichtigung intakter und vorgeschädigter Fallbeispiele mit initialem Ablösungen
veranschaulicht, um die Vorteile des vorgeschlagenen Verfahrens zur Modellierung des
fortschreitenden Versagens in den versteiften Fasenverbundpaneel mit lokaler Schäaufzuzeigen.
