Improvement in damage tolerance and buckling behaviour of a composite fuselage panel using thin plies

An analytical study and optimization of buckling behaviour and damage tolerance of a composite fuselage panel is presented. The study was conducted within the frame of the 2nd Generation Fuselage Composites project developed by Airbus Operations GmbH (Hamburg, Germany). In the pursuit of lighter structures for aeronautical applications, new materials with excellent mechanical behaviour with a very low density are constantly been introduced. Due to new manufacturing technologies for spreading the fibres of an untwisted tow, thinner layers for the laminate can be obtained. The damage tolerance and buckling behaviour of the skin laminate is studied in dependence of ply thickness and the layout. For this purpose, starting from two already optimized solutions for both properties of interest, new modifications of the laminates are created. First, a manual modification and optimization of the stacking is done by introducing more but thinner plies in the laminate. Also, an optimization based on evolutionary algorithms is performed using the optimization tool GEOpS (Genetic and Evolutionary Optimization of Structure). Once the new stacking variations with more and thinner plies are obtained, the analysis of the buckling behaviour is performed using an analytical closed-form solution, implemented in an Excel macro and the damage tolerance reserve factors are obtained with ISAMI (Improved Structural Analysis through Multidisciplinary Integration), an Airbus internal structural analysis software. For some of the variations of the different case of study, an improvement of one of the two mechanical properties was reached, showing a decrease of the performance for the other one. Just one case of new stackings shows an improvement for both properties, buckling behaviour and damage tolerance capabilities.

In questo lavoro si presenta uno studio analitico e un’ottimizzazione delle proprietà di resistenza all’instabilità e al danneggiamento di un pannello di fusoliera in materiale composito. Lo studio è stato condotto nell’ambito del progetto “2nd Generation Fuselage Composites” sviluppato da Airbus Operations GmbH (Amburgo, Germania). Nel perseguimento di strutture aeronautiche sempre più leggere, la ricerca di nuovi materiali caratterizzati da elevate proprietà meccaniche e bassa densità è un aspetto di notevole interesse. Grazie alle nuove tecnologie di orditura delle fibre dai rocchetti è oggi possibile ottenere lamine di spessore più sottile. Nel presente studio si analizza l’effetto dello spessore delle singole lamine e della relativa sequenza di laminazione sulla resistenza al danneggiamento e all’instabilità del pannello. A partire da due configurazioni già ottimizzate per pelli di spessore non sottile, si sono generate nuove configurazioni attraverso due diverse strategie. Una prima consiste nel modificare empiricamente la sequenza di laminazione, sostituendo le pelli del laminato di riferimento con molteplici strati di minor spessore. Una seconda strategia consiste nell’effettuare un’ottimizzazione basata su algoritmi genetici ed evolutivi con lo strumento GEOpS (Genetic and Evolutionary Optimization of Structures). Ottenute le nuove varianti di impilamento con lamine più sottili, il comportamento ad instabilità è valutato attraverso una soluzione in forma chiusa, mentre i margini di sicurezza di resistenza al danneggiamento sono calcolati con il software di analisi ISAMI (Improved Structural Analysis through Multidisciplinary Integration). I risultati dimostrano un miglioramento di una delle due proprietà meccaniche in cinque dei sei casi esaminati. In un singolo caso, invece, il nuovo laminato rivela un miglioramento sia in termini di instabilità che di resistenza al danneggiamento.