BADANIA HYBRYDOWYCH KOMPOZYTÓW WARSTWOWYCH TYPU FML (FIBRE METAL LAMINATE) Jan GODZIMIRSKI, Agata PIETRAS Hybrydowe kompozyty warstwowe są to materiały wytwarzane z połączonych ze sobą cienkich warstw różnych materiałów. W ostatnich latach duże zainteresowanie wzbudzają FML (Fibre Metal Laminates) laminaty zbudowane z łączonych adhezyjnie cienkich warstw blach metalowych i kompozytu polimerowego wzmacnianego włóknami: szklanymi, aramidowymi lub węglowymi [1]. Pierwsze prace nad tego typu kompozytami zostały zapoczątkowane w połowie lat pięćdziesiątych XX wieku przez przemysł holenderski, który jako jeden z pierwszych przeprowadził szereg testów wytrzymałościowych kompozytów warstwowych. Inspiracją badań były eksperymenty przeprowadzone na skrzydle samolotu S-11, które wykazały, że cienkościenne elementy łączone adhezyjnie cechuje wzrost wytrzymałości na utratę stateczności (obciążenia krytycznego) o 60% w porównaniu ze stosowanymi powszechnie skorupami nitowanymi. Dodatkową korzyścią wynikającą z zastosowania nowatorskiej metody łączenia była możliwość obniżenia o 5% masy skrzydeł. W skrzydłach samolotu F-27 zastosowano materiały zbudowane z cienkich warstw metalowych połączonych ze sobą spoiwem w postaci kleju. Wyniki badań eksperymentalnych dały podstawę do kontynuowania prac badawczych również z zastosowaniem obliczeń numerycznych, pozwalających na szacowanie innych cech kompozytów warstwowych, takich jak wytrzymałość doraźna, propagacja pęknięć. Postęp badań nad właściwościami laminatów zbudowanych z cienkich blach metalowych pozwolił pójść o krok dalej, w miejscu łączenia cienkich blach metalowych umieszczono warstwy kompozytów polimerowych wzmocnionych włóknami, których syciwo było równocześnie spoiwem adhezyjnym łączącym blachy. W wyniku zastosowania wzmocnienia kleju łączącego blachy z włóknami, zaobserwowano efekt trzykrotnie wolniejszej propagacji pęknięć. Wynik ten wskazywał na istotne korzyści dające możliwości zastosowania FML do budowy statków powietrznych. W trakcie dalszych badań laminatów zbudowanych z cienkich warstw blach metalowych zaobserwowano zjawisko delaminacji warstw materiału związane z propagacją pęknięcia (rys. 1). Delaminacja towarzysząca pęknięciom istotnie zmniejszała prędkość ich propagacji. Pierwszym materiałem, który został wytworzony z cienkich warstw: blachy ze stopu aluminiowego i kompozytu epoksydowego wzmocnionego włóknami aramidowymi, był laminat o nazwie Arall (Aramid Aluminium Laminat). Wyniki badań eksperymentalnych potwierdziły jego dobre właściwości zmęczeniowe oraz wysoką odporność na pękanie. W trakcie przeprowadzonych w latach 80. badań dotyczących możliwości optymalizacji właściwości tego materiału, udało się zmniejszyć prędkości rozwoju pęknięć w tym materiale. Pomimo optymistycznych prognoz co do możliwości zastosowania Arallu w konstrukcjach płatowców, podczas przeprowadzanych testów w naturalnych warunkach eksploatacji kadłuba samolotu zbudowanego z tego materiału, stwierdzono, że włókna aramidowe pękały w miejscach, gdzie obciążenie lokalne materiału było wysokie. Rys. 1. Proces delaminacji kompozytu typu FML spowodowany pęknięciem [2] Było to powodem dalszych badań prowadzących do wytworzenia innego materiału zbudowanego na bazie cienkich warstw: blachy ze stopu aluminium i kompozytu epoksydowego wzmocnionego włóknami szklanymi o nazwie Glare (Glass-Reinforced). Materiał ten stał się obiektem wieloletnich badań, dzięki którym odkryto kolejne jego zalety. W związku z posiadanymi doświadczeniami z Arallem, również na kompozycie Glare przeprowadzono testy wytrzymałościowe pod kątem skutków przypadkowych skupionych obciążeń dynamicznych i dalszych zachowań materiału ze spowodowanymi nimi uszkodzeniami. W przeprowadzonych testach wytrzymałości na punktowe obciążenia dynamiczne, Glare wykazał korzystniejsze właściwości w porównaniu z Arallem. Odkształcenia powstałe w wyniku punktowych obciążeń dynamicznych były widoczne gołym okiem laminat typu Glare odkształcał się plastycznie. Dodatkowo został zaobserwowany specyficzny proces propagacji pęknięć, których kierunek przebiegał wzdłuż włókien kompozytu. Kompozyty typu Glare charakteryzuje większa odporność na karby w porównaniu z kompozytem typu Arall. Efektem potwierdzonych w trakcie testów udarnościowych oraz zmęczeniowych bardzo dobrych właściwości 52
Technologia i Automatyzacja Montażu 2/2012 było to, że kompozyt Glare stał się interesującym materiałem konstrukcyjnym przeznaczonym do budowy kadłubów samolotów. Zastosowanie kompozytu Glare w budowie kadłubów samolotów A380 umożliwiło zmniejszenie ich masy o 14 17%. Badania wykazują, że FML w porównaniu z materiałami metalowymi charakteryzuje mniejszy ciężar właściwy, lepsza tolerancja uszkodzeń, pod względem ich wpływu na trwałość zmęczeniową [3, 4], większa odporność na korozję, lepsza udarność, odporność na wyładowania ładunków elektrycznych (atmosferycznych) oraz odporność na przenikanie płomienia w głąb materiału (ognioodporność). W porównaniu z kompozytami polimerowymi FML wykazują lepszą udarność, odporność na kruche pękanie oraz pewną plastyczność, umożliwiającą szersze stosowanie do łączenia części z nich wykonanych za pomocą połączeń mechanicznych [5]. Najistotniejszą zaletą hybrydowych kompozytów warstwowych typu FML jest ich wysoka trwałość zmęczeniowa wynikająca z wolnej propagacji pęknięć. Mechanizm zniszczenia zmęczeniowego takich materiałów jest inny niż metali i inny niż kompozytów polimerowych wzmacnianych włóknami (rys. 2). Pomimo licznych zalet praktyczne zastosowanie konstrukcyjne znalazł tylko jeden materiał zaliczany do tej grupy kompozytów Glare. Ograniczone zastosowanie tych nowych materiałów, pomimo wieloletnich badań im poświęconych, pozwala sądzić, że charakteryzują je pewne cechy ograniczające możliwości ich praktycznego szerszego wykorzystania. Wydaje się, że istotny wpływ na właściwości wytrzymałościowe takich kompozytów mogą mieć połączenia adhezyjne występujące między warstwami jego komponentów. Cechy mechaniczne komponentów można w dużym zakresie regulować poprzez dobór materiałów o wyższych właściwościowych wytrzymałościowych. Możliwość zwiększania wytrzymałości połączeń adhezyjnych jest ograniczona. Jak wiadomo [7] połączenia klejowe mogą ulec zniszczeniu kohezyjnemu lub adhezyjnemu. Maksymalna wytrzymałość kohezyjna cienkich warstw tworzyw adhezyjnych jest rzędu 100 MPa, a ich wytrzymałość adhezyjna zazwyczaj niższa i istotnie zależna od sposobu przygotowania łączonych powierzchni do klejenia [8]. Jeśli nawet zostanie zastosowany efektywny sposób przygotowania powierzchni do klejenia, np. w postaci trawienia lub anodowania stopów aluminium, gwarantujący wysoką wytrzymałość adhezyjną połączenia, to lokalne naprężenia w warstwie adhezyjnej rzędu 100 MPa powinny ją zniszczyć spowodować delaminację kompozytu warstwowego. Celem prowadzonych badań eksperymentalnych oraz obliczeń numerycznych było oszacowanie wpływu sposobu obciążania materiału typu Glare na jego wytrzymałość. W analizach uwzględniono sprężysto-plastyczne właściwości komponentu metalowego, ortotropowe właściwości komponentu kompozytowego (szklano-epoksydowego) oraz siły adhezji między łączonymi warstwami badanego materiału. Rys. 2. Proces propagacji pęknięcia w metalach, kompozytach oraz FML [6] 53
Badania eksperymentalne Wytworzono kompozyt typu Glare składający się z sześciu warstw blachy gatunku 2024T3 o grubości 0,29 mm oraz pięciu warstw tkaniny E81 przesyconej syciwem L418, każda o grubości około 0,142 mm. Powierzchnie blach przygotowano do klejenia poprzez schropowacenie płótnem ściernym i przemycie acetonem. Kompozyt utwardzano w temperaturze 80 o C w czasie 8 godzin pod naciskiem 1,3 N/cm 2. Z wykonanego kompozytu warstwowego wycięto próbkę o wymiarach 200 x 40 x 2,45 mm. Próbka została poddana próbom rozciągania w maszynie wytrzymałościowej Instron, w trakcie których określono moduł sprężystości materiału: E = 49928; 50145; 49855 MPa. Określono również wytrzymałość na rozciąganie materiału Glare 5/6 na próbce o wymiarach 160 x 40 x 2,45 mm. W celu zmniejszenia efektu oddziaływania uchwytów maszyny wytrzymałościowej na badaną próbkę jej końce mocowano w uchwytach poprzez warstwę płótna ściernego. Wartość siły niszczącej podczas próby rozciągania wyniosła 32,6 kn. Obliczona wartość średnich naprężeń niszczących wyniosła 332,65 MPa i była mniejsza od wytrzymałości doraźnej materiału 2024T3. Zniszczenie materiału polegało na pęknięciu zewnętrznej warstwy metalowej i delaminacji materiału, co świadczy, że próbka wykonana z takiego materiału poddana próbie rozciągania w maszynie wytrzymałościowej nie jest równomiernie obciążona w całym przekroju. Z tkaniny E81 wytworzono dwudziestowarstwowy laminat przesycony żywicą L418. Laminowanie realizowano na mokro. Kompozyt utwardzano w temperaturze 80 o C w czasie 8 godzin pod naciskiem 1,3 N/cm 2. Wytrzymałość na rozciąganie wykonanego kompozytu wyznaczona na próbkach o grubości około 2 mm nie przekraczała 180 MPa. Wytrzymałość jednej warstwy tkaniny E81 przesyconej żywicą o grubości ~ 0,23 mm wynosiła 196 MPa. Znając masę 1 m 2 powierzchni tkaniny E81 oraz znając powierzchnie próbek z badanych laminatów, liczbę warstw tkaniny oraz gęstość włókien i osnowy, obliczono udziały objętościowe włókien i osnowy. Na postawie badań eksperymentalnych [9] i danych literaturowych [10] oszacowano stałe materiałowe wytworzonego kompozytu (tab. 1). Tabela 1. Stałe materiałowe różnych wariantów kompozytu epoksydowego wzmocnionego włóknami szklanymi (moduł sprężystości podłużnej i poprzecznej) E 1 11000 MPa E 2 11000 MPa E 3 4050 MPa G 1 1400 MPa G 2 1690 MPa G 3 1690 MPa Charakterystykę σ = σ(ε) blachy ze stopu 2024T3 wyznaczono, rozciągając w maszynie Instron płaską próbkę wiosełkową wykonaną z blachy o grubości 0,52 mm i szerokości 12,84 mm. Odkształcenia rejestrowano za pomocą tensometru na bazie pomiarowej 50 mm. Uzyskany w wyniku eksperymentu wykres naprężenie- -odkształcenie przedstawiono na rys. 3. Na podstawie uzyskanej charakterystyki σ = σ(ε) zapisano nieliniowe właściwości badanego materiału w postaci dyskretnej przydatnej do wykorzystania w obliczeniach numerycznych. Rys. 3. Krzywa naprężenie-odkształcenie blachy ze stopu aluminium 2024T3 Dodatkowo przeprowadzono badania wytrzymałości na odrywanie próbek klejonych czołowo, których elementy łączono jedną warstwą tkaniny szklanej E81 przesyconej tworzywem L418. Powierzchnie próbek przygotowano do klejenia w taki sam sposób, jak powierzchnie blach kompozytu. Wyznaczona wytrzymałość na odrywanie wyniosła R o = 45,23 ± 4,38 MPa. Należy sądzić, że jeśli w badanym kompozycie warstwowym wartość naprężeń normalnych dodatnich (rozciągających) prostopadłych do łączonych warstw komponentów przekroczy 45 MPa, materiał może ulec zniszczeniu poprzez delaminację. Badania numeryczne Analizowano model kompozytu Glare odpowiadający wykonanej próbce z tego materiału o szerokości 10 mm. W zależności od sposobu obciążenia budowano modele 2D lub 3D. Każda warstwa kompozytu była modelowana trzema warstwami elementów prostokątnych lub heksagonalnych. Kompozyt polimerowy modelowano jako materiał o właściwościach ortotropowych opisanych w tabeli 1, zaś stop aluminium jako materiał sprężysto- -plastyczny z umocnieniem o właściwościach opisanych krzywą σ = σ(ε) (rys. 3) i współczynnikiem Poissona 0,3. Obliczenia prowadzono w programie ANSYS. Płaski model kompozytu obciążono na rozciąganie. Węzłom jednego końca próbki odebrano wszystkie stopnie swobody, a węzły drugiego końca obciążono jednakowymi siłami powodującymi rozciąganie na kierunku x. Obliczenia przeprowadzono dla kilkunastu obciążeń. Stwierdzono równomierny rozkład naprężeń w różnych przekrojach próbki, pomijając przekroje zbliżone do końców: utwierdzonego i obciążonego. Zgodnie z oczekiwa- 54
Technologia i Automatyzacja Montażu 2/2012 niami wymiarującymi naprężeniami były naprężenia σ x pokrywające się z kierunkiem działania obciążenia. Zależność tych naprężeń w różnych komponentach kompozytu w zależności od obciążenia przedstawiono na rys. 4. koniec próbki został obciążony momentem skręcającym poprzez sztywny element (rys. 5). Swobodnemu węzłowi sztywnego elementu odebrano możliwość przemieszczania się w kierunku y i z. Dla modelu kompozytu warstwowego obciążonego momentem skręcającym 1000 Nmm wartość maksymalna zredukowanych naprężeń Hubera występujących w zewnętrznej warstwie metalowej wyniosła około 88 MPa, a więc była prawie czterokrotnie mniejsza od granicy plastyczności duralu 2224T3. Rys. 4. Zależność naprężeń w komponentach kompozytu warstwowego od obciążenia (naprężeń nominalnych) przy rozciąganiu Z obliczeń wynika, że przy obciążeniu niszczącym badany materiał kompozytowy (naprężenia nominalne około 333 MPa) wartość naprężeń w kompozycie polimerowym (~200 MPa) była bliska jego wytrzymałości wyznaczonej eksperymentalnie. W związku z tym można sądzić, że zwiększenie wytrzymałości komponentu szklano-epoksydowego powinno zwiększyć wytrzymałość badanego materiału. Jednak obciążanie kompozytu powyżej granicy plastyczności komponentu metalowego wydaje się niewskazane, gdyż po odciążeniu w materiale powstaną naprężenia spowodowane odkształceniami plastycznymi warstw metalowych. W próbie skręcania analizowano model 3D o wymiarach 50 x 10 x 2,45 mm. Odebrano wszystkie stopnie swobody węzłom jednego końca badanej próbki, zlokalizowanego na początku układu współrzędnych. Drugi Rys. 5. Model kompozytu obciążonego poprzez skręcanie Obliczenia wykazały, że przy rozpatrywanym sposobie obciążenia próbki o przyjętych wymiarach nie powinna wystąpić delaminacja spowodowana odrywaniem połączeń adhezyjnych, ze względu na małe wartości naprężeń normalnych prostopadłych do łączonych warstw materiału kompozytowego (σy). Natomiast maksymalne naprężenia styczne (rys. 6) osiągnęły wartości około 69 MPa na granicy między zewnętrzną warstwą metalową i przylegającą do niej warstwą kompozytu polimerowego, a więc stosunkowo duże dla tworzywa polimerowego. Wynika z tego, że przy takim sposobie obciążenia Rys. 6. Naprężenia styczne τ xz w warstwach kompozytu przy obciążeniu momentem skręcającym 55
istnieje duże prawdopodobieństwo zniszczenia połączenia adhezyjnego badanego materiału poprzez ścinanie międzywarstwowe. Wnioski 1. W analizie wytrzymałości części wykonanej z kompozytu warstwowego typu FML należy uwzględniać, że zniszczenie materiału może nastąpić w wyniku przekroczenia wytrzymałości doraźnej któregoś z komponentów lub delaminacji spowodowanej odrywaniem połączenia adhezyjnego lub jego ścięciem. 2. W celu uzyskania kompozytu warstwowego typu FML o dużej wytrzymałości na rozciąganie, komponent kompozytowy takiego materiału, który wykazuje właściwości zbliżone do liniowo-sprężystych, powinna cechować większa wytrzymałość doraźna niż komponent metalowy. Jednak dopuszczalne obciążenie materiału tego typu nie powinno powodować przekroczenia granicy plastyczności komponentu metalowego, gdyż jego plastyczne odkształcenia mogą skutkować zniszczeniem połączeń adhezyjnych (delaminacją). 3. Kompozyty warstwowe typu FML mogą przenosić duże obciążenia przy rozciąganiu i zginaniu, gdyż przy takich sposobach obciążenia niebezpieczeństwo delaminacji spowodowanej odrywaniem lub ścinaniem międzywarstwowym jest niewielkie. Jednak skręcanie takich materiałów stwarza duże niebezpieczeństwo zniszczenia na skutek delaminacji. LITERATURA 1. Surowska B.: Materiały funkcjonalne i złożone w transporcie lotniczym. Maintenance and Reliability nr 3, 2008 Polska. 2. Vlot A.: Glare history of the development a new aircraft material. Kluwer Academic Publishers, 2004 New York. 3. Reyes Villanueva G., Cantwell W.J.: The high velocity impact response of composite and FML-reinforced sandwich structures. Composites Science and Technology 64, The University of Liverpool, Wielka Brytania 2004, pp. 35-54. 4. Po-Yu Chang, Po-Ching Yeh, Jenn-Ming Yang: Fatigue crack initiation in hybrid boron/glass/aluminum fiber metal laminates. Materials Science and Engineering A 496, University of California, USA 2008, pp. 273-280. 5. Vlot A.: Fibre Metal Laminats; an introduction. Kluwer Academic Publishers, 2001 Dordrecht. 6. Khan S.U., Alderliesten R.C., Benedictus R.: Delamination in Fiber Metal Laminates (GLARE) during fatigue crack growth under variable amplitude loading. International Journal of Fatigue, Delft University of Technology, Holandia 2011. 7. Kuczmaszewski J.: Fundamentals of Metal-Metal Adhesive Joint Design. Oddział PAN, Lublin 2006. 8. Godzimirski J., Komorek A., Rośkowicz M., Smal T., Tkaczuk S.: Tworzywa adhezyjne zastosowanie w naprawach sprzętu technicznego. WN-T, Warszawa 2010. 9. Godzimirski J., Pietras A.: Identyfikacja stałych materiałowych hybrydowych kompozytów typu Fibre Metal Laminat z wykorzystaniem metody homogenizacji. Problemy Mechatroniki, Wojskowa Akademia Techniczna, Warszawa, (przyjęty do druku). 10. Ochelski S.: Metody doświadczalne mechaniki kompozytów. WN-T, Warszawa 2004. Prof. dr hab. Jan Godzimirski i Agnieszka Pietras są pracownikami WAT Wojskowej Akademii Technicznej w Warszawie. 56