Fatigue mechanisms and crack growth models of fibre metal laminates

No Thumbnail Available
Journal Title
Journal ISSN
Volume Title
Insinööritieteiden korkeakoulu | Master's thesis
Ask about the availability of the thesis by sending email to the Aalto University Learning Centre oppimiskeskus@aalto.fi
Date
2015-08-24
Department
Major/Subject
Aeronautical Engineering
Mcode
K3004
Degree programme
Master’s Programme in Mechanical Engineering
Language
en
Pages
98
Series
Abstract
Throughout the second half of the previous century the tendency for cracks to form and propagate over the service lifetime in flying structures made of metallic constitutes was regarded as the major issue in aircraft industry. A number of aircraft accidents, such as the Aloha fuselage failure along riveted lap joints in a Boeing 737 aircraft in 1988, indicated that the fatigue resistance of the structure was insufficient. Intensive efforts to overcome a failure occurrence in aircraft structures due to fatigue cracks resulted in the development of new-class of materials called Fibre Metal Laminates (FMLs). Fibre Metal Laminates are hybrid composites that are bonded arrangements of thin aluminium layers and fiber-reinforced epoxy prepreg layers. FMLs, such as ARALL or GLARE, are designed to utilize the advantages of metals and fibre reinforced epoxy resin composites and overcome most of their disadvantages. When compared with monolithic aluminium for FMLs the following major advantages can be identified: the lower density, the crack bridging capability of the fibres in presence of a fatigue crack in the particular aluminium layers, and the possibility to tailor the material according to structural requirements by appropriate orientation of the fibres, at an affordable cost. The readiness of the fibre metal laminate has seen its application e.g. in the primary structure of the Airbus A380. The present work describes the behaviour of Fibre Metal Laminates under fatigue loading condition. The thesis has been structured to provide a clear and concise summary of the fatigue damage behaviour of GLARE laminates. The focus is on the characterization of fatigue mechanisms of through-crack configuration with relevant parameters. The influences of many different factors including the characteristics of the constituent properties and the thickness of the aluminium layers on different fatigue phases have been discussed.

Viimen vuosisadan toisella puoliskolla yksi ilmailuteollisuuden suurista haasteista oli metallisten lentokonerakenteiden säröytyminen. Monet onnettomuudet, kuten Aloha Boeing 737 lentokoneen rungon repeytyminen vuonna 1988, ovat osoitus rakenteiden väsymiskestävyyden riittämättömyydestä. Pyrkimykset estää väsymisestä aiheutuvat rakenteen vaurioitumiset johtivat uuden materiaaliluokan, kuitumetallilaminaattien (Fibre Metal Laminates) kehitykseen. Kuitumetallilaminaatit ovat kerroksittain ohuista metalleista ja lujitemuoveista koottuja hybridilaminaatteja. Kuitumetallilaminaateissa, kuten ARALL ja GLARE, hyödynnetään metallin ja lujitemuovikomposiitin edut ja eliminoidaan huonot ominaisuudet. Monoliittiseen alumiiniin verrattuna kuitumetallilaminaatin merkittävimmät edut ovat seuraavat: alhaisempi tiheys, särön siltautumismekanismi, joka aktivoituu särön ydinnyttyä metallikerroksiin, sekä mahdollisuus räätälöidä materiaalia haluttujen rakenteellisten vaatimusten mukaisesti säätämällä kuitujen suuntaa. Kuitumetallilaminaattien sovelluskohteita ovat mm. Airbus 380 primäärirakenteet. Tämän diplomityön tavoitteena on antaa selkeä ja tiivis yhteenveto GLARE-laminaatin väsymisvaurioitumisesta ja väsymisvaurion etenemisestä. Työn tarkoituksena on perehtyä kuitumetallilaminaattien käyttäytymiseen väsymiskuormituksen alaisena ja kuvata väsymisvauriomekanismit konfiguraatiolle, jossa säröt kulkevat läpi materiaalin paksuuden. Tässä työssä on myös pohdittu eri tekijöiden, kuten osamateriaalien ominaisuuksien sekä alumiinikerroksen paksuuden vaikutuksia väsymisprosessiin sen eri vaiheessa.
Description
Supervisor
Saarela, Olli
Thesis advisor
Wallin, Markus
Keywords
fibre metal laminates, fatigue mechanisms, fibre bridging, crack opening
Other note
Citation