Optimization and Experimental Validation of Variable-Angle Tow Composites for Enhanced Structural Performance

Abstract

I målet om å forbedre energieffektivitet innen luftfartindustrien spiller komposittmaterialer en sentral rolle i å redusere strukturell vekt. Oppgaven undersøker fordelen av en fremvoksende type komposittstuktur, der fiber «styres» i kurvilineære baner for å effektivisere materialbruk. En designstudie gjennomføres der strukturell ytelse kvantifiseres både numerisk og eksperimentellt, for et panel som representerer nedre vingeoverflate i nærheten av et sirkulært adkomsthull. Tre ulike laminattyper sammenlignes: ett med krumlinjede fiber, ett med lineære fiber, og ett med uniform kvasi-isotrop fiberfordeling. Det optimale designet for hvert tilfelle bestemmes ved bruk av elementbasert strukturell optimalisering, representativt for «state-of-the-art» innen fagfeltet. Topologioptimalisering kombineres med en metode for å beregne optimale fiberbaner, samtidig som at designbegrensningene knyttet til vingestrukturer hensyntas. Designene produseres deretter av et karbon/epoksy prepreg-materiale, og karakteriseres gjennom strekktesting. Stivhet, bruddlast, bruddform, og vekt sammenlignes. De numeriske resultatene viser en betydelig forbedring på 11% i spesifikk stivhet of 27% i spesifikk styrke for kurvilinært sammenlignet med lineært fiberformat. Eksperimentelle resultater viser godt samsvar men hensyn på stivhet, men fremhever større avvik for styrke. I analysen av disse resultatene identifiseres potensielle forbedringer i den strukturelle analysen og i formuleringen av optimaliseringsproblemet. Denne undersøkelsen viser tydelig potensiale for kurvilineært fiberformat innen vingekonstruksjoner. Samtidig belyses begrensninger av nåværende tilnærminger for strukturell optimalisering, og bidrar dermed med et utgangspunkt for videreutvikling i målet om å dra nytte av denne fordelen i fremtidige flystrukturer.

In the continual need to improve efficiency within the aviation industry, composite materials currently play a pivotal role in reducing aircraft structural weight. This thesis investigates the benefit of a promising new class of composites, where fibers are steered in curvilinear paths to enhance structural efficiency. A design study is conducted in which performance is quantified both numerically and experimentally for a panel representing a lower wing skin section near a circular cutout. Quasiisotropic, variable stiffness, and variable-angle tow laminates are compared. The stiffness-optimal design for each design case was obtained through finite element-based numerical optimization, representative of state-of-the-art methods in the literature. This combined composite topology optimization with an approach for obtaining optimal fiber paths, while considering the design constraints related to composite wing design and manufacturing. The structures were manufactured from a carbon/epoxy prepreg material and tested in pure tension. The stiffness, failure loads, and failure modes of the panels were compared. Numerical results reveal a notable improvement of 11% in specific stiffness and 27% in specific strength when utilizing curvilinear compared to linear fiber formats. Experimental results show good correspondence with predictions for stiffness but highlight larger discrepancies in strength. Based on an analysis of these results, potential improvements to the structural analysis and the optimization problem formulation are identified. This design study signifies the potential of tow-steered composites in the context of composite wing design. Meanwhile, it sheds light on limitations within contemporary design optimization approaches, prompting further exploration and refinement in the pursuit of variable-angle tow structures for aeronautical applications.