Proyectos activos, amtas

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AMTAS Abstracts Administración del Centro de la FAA para la Excelencia de Materiales Avanzados en Estructuras de Aviones de Transporte (AMTAS) En diciembre de 2003, la Administración Federal de Aviación (FAA) anunció un premio conjunto con la Universidad de Washington y la Universidad Estatal de Wichita para crear un nuevo Centro de Transporte Aéreo de Excelencia de Materiales Avanzados (JAMSCOE). Este premio estableció un centro dirigido por la Universidad de Washington y nombrado el Centro de Materiales Avanzados de la FAA en Estructuras de Aviones de Transporte (AMTAS). miembros académicos de AMTAS incluyen la Universidad de Washington, la Universidad Estatal de Washington, la Universidad Estatal de Oregón, y Edmonds Community College. Como institución líder de AMTAS, la Universidad de Washington es responsable de la administración general de AMTAS, la supervisión de los proyectos llevados a cabo por AMTAS todos los miembros académicos, y la organización de una conferencia anual AMTAS. Esta propuesta solicita fondos FAA necesario administrar AMTAS. Al igual que en todas las demás propuestas AMTAS, la financiación de la FAA solicitada será igualada en una base de 1: 1 a partir de fuentes no federales. La mejora de Adhesivo de composites a través caracterización de la superficie El propósito de esta investigación es determinar el efecto del tratamiento con plasma a presión atmosférica en el modo cuelo tasa de liberación de energía (GIC) y el modo de fallo de la cáscara de fibra de tela unida preparado de carbono reforzada compuestos de polímeros. La investigación anterior mostró que Toray T800 / 3900 de fibra de carbono reforzada compuestos de epoxi preparadas con precisión Telas Grupo 52006 cáscara de capas de nylon y unidas con adhesivo MetlBond 1515-3M cine estructural fallado en la adhesión a bajas energías de fractura cuando se probó en la viga en voladizo doble configuración (DCB) . Otra investigación sugiere que el tratamiento con plasma podría ser capaz de activar estos y ldquo; no-adherible y rdquo; superficies y en consecuencia buenas uniones adhesivas. Nylon cubierta provisional preparado 177 y el grado; C de fibra de carbono reforzado curado epoxi laminados fueron tratados con plasma a presión atmosférica después de la eliminación cubierta provisional antes de la unión. los métodos de caracterización de superficies, incluyendo ángulo de contacto (CA), transformada de Fourier espectroscopia infrarroja (FTIR), y espectroscopia de fotoelectrones de rayos X (XPS) se utilizaron para determinar cómo cambió el tratamiento con plasma de nylon cubierta provisional superficies preparadas. CA se puede utilizar para medir la energía superficial de un material compuesto preparado por unión adhesiva. Esta información puede ayudar a entender uno de los requisitos de la adhesión: humectación de la superficie del producto adherente por el adhesivo. FTIR y XPS se pueden utilizar para medir la química de la superficie de material compuesto, que puede ayudar a comprender otro requisito de adhesión: la formación de enlaces químicos entre el adherente y el adhesivo. FTIR y XPS también se pueden utilizar para la identificación de los contaminantes, que puede inhibir la unión adhesiva. especímenes DCB se unieron con MetlBond 1515-3M y probados para determinar el modo de fallo y GIC. Plasma muestras tratadas tenían modos de falla aceptables y las energías de fractura que fueron triple que la de cubierta provisional sólo muestras. Se demostró que plasma a presión atmosférica fue capaz de transformar las superficies de unión pobres a las buenas superficies de unión. La falta de muescas laminados bajo fuera del plano de flexión El diseño de las estructuras de aeronaves de materiales de composición está fuertemente influenciada por los requisitos de tolerancia al daño. El problema de predecir el fracaso en laminados con muescas se ha sometido la de numerosos estudios. En general, estas investigaciones se han centrado en la respuesta de los laminados a la tensión en el plano, compresión o cizalladura. A pesar del hecho de que fuera de plano de flexión, torsión o cizalla puede ser una importante situación de carga, muy poca investigación se ha dedicado a este tema. El objetivo general de esta investigación es el desarrollo de técnicas de análisis que son útiles para el diseño de la estructura de la aeronave compuesto sometido a carga general, fuera del avión. Para este proyecto nos limitaremos al caso fuera del plano de flexión y se centran en algunos experimentos muy básicas y los esfuerzos de modelado que involucran estructuras simples (centro-muescas, laminados rigidizados) bajo flexión pura. En asociación con The Boeing Company Avión de pasajeros, vamos a determinar los modos de fallo de los laminados y evaluar la capacidad de algunas técnicas de análisis existentes en la actualidad para predecir estos fracasos. El logro de nuestro objetivo requerirá esfuerzos tanto experimentales y computacionales. Efecto de la contaminación de la superficie de Compuesto Bond Integridad y Durabilidad Investigaciones anteriores han demostrado que la contaminación de la superficie juega un papel clave en la resistencia de unión inicial de las articulaciones con adhesivo de material compuesto (ABCJ y rsquo; s). Los avances en los métodos experimentales para capturar los cambios en la resistencia de la unión son de importancia significativa en la predicción de ABCJ y rsquo; s rendimiento. Este estudio presenta un método experimental para evaluar los efectos de la contaminación sobre la durabilidad de ABCJ y rsquo; s. Servidumbre de doble viga en voladizo (DCB) especímenes fueron fabricados con laminados que fueron contaminados antes de la unión. caracterización de la superficie de los laminados antes de la unión se llevó a cabo utilizando ECS, FTIR y contacto con el agua mediciones del ángulo de técnicas. Después de la fabricación, las muestras fueron ambientalmente expuestos a un ambiente de alta humedad o cíclicamente cargan a desafiar el vínculo con un proceso de envejecimiento acelerado. pruebas de DCB de las muestras proporcionadas la tenacidad a la fractura y el modo de fallo para cada grupo de muestras condicionadas. Los resultados se compararon con las pruebas anteriores en los que se introdujo ninguna contaminación, pero se utilizó un proceso de envejecimiento acelerado similar. Además, se utilizó la absorción de humedad de las muestras contaminadas y no contaminadas en condiciones no estresadas para obtener el punto de saturación en equilibrio durante un período de tiempo. Los estudios futuros incluirán la evaluación de las muestras contaminadas que han sido sometidos a un ambiente de alta humedad y al mismo tiempo la carga cíclica. Desarrollo y Evaluación de la mecánica de fractura Métodos de ensayo para materiales compuestos Sandwich Considerando que el desarrollo de métodos de ensayo para la mecánica de fractura de laminados compuestos ha alcanzado un alto nivel de madurez en los últimos años, se ha prestado relativamente poca atención al desarrollo de métodos de prueba mecánica de la fractura para materiales compuestos de sándwich. Del número limitado de las investigaciones realizadas hasta la fecha, la mayoría han hecho hincapié en un material de sándwich en particular o los efectos de las condiciones ambientales específicas. En general, se han encontrado los métodos de prueba propuestos para la mecánica de la fractura de los materiales compuestos sándwich siendo problemática debido a problemas en las pruebas, la propagación de grietas, y el análisis de los datos de prueba. El énfasis en este proyecto de investigación de subvención se centrará en el desarrollo de métodos de prueba mecánica de la fractura para materiales compuestos de sándwich. El objetivo final de la investigación propuesta es establecer un proyecto de normas de ASTM para ambos Modo I y Modo II resistencia a la fractura de los materiales compuestos sándwich. Análisis de despegadas y delaminación Características de detención en estructuras laminadas compuestas Un método de análisis preciso y eficaz es críticamente necesario para el diseño tolerante a daños de estructuras compuestas unidas. En esta propuesta, patrocinada por la investigación y Tecnología de Boeing, se ha presentado un enfoque técnico al problema detención desunir / delaminación. Las principales tareas que deben realizarse durante el período de seis meses se han identificado y discutido. Estas tareas incluyen: desarrollo de la capacidad de análisis para el análisis de la falta de adherencia y delaminaciones, así como la realización de estudios de sensibilidad sobre los efectos de la secuencia de apilamiento y las dimensiones de fijación y propiedades. Los resultados de esta investigación contribuirán directamente a la integridad y la seguridad de las estructuras de aeronaves hechas de materiales unidos. Durabilidad del pegadas Desmontes de estructuras de aeronaves El objetivo de esta investigación la investigación iniciada recientemente es volver a visitar y revisar la prueba de cuña de metal grieta durabilidad ASTM D 3762. Aunque se considera que un método fiable para la investigación de durabilidad de la unión adhesiva, la norma existente proporciona poca orientación con respecto a las condiciones y requisitos que constituyen un metal aceptable junta unida. De particular preocupación es la reducción de la resistencia de la unión de metal en condiciones de servidumbre con el tiempo debido a la hidratación. Por lo tanto existe la necesidad de revisar la norma de prueba existente tal que proporciona una orientación específica sobre cómo desarrollar con éxito los criterios de la prueba de durabilidad de cuña grieta. Posibles revisiones de la norma incluyen entornos de norma propuso, y pasa / no pasa criterios con respecto a los modos de fallo de extensión y crecimiento de grietas. Este proyecto de investigación se centrará inicialmente en la revisión de la literatura y la identificación de grupos de interés asociados con el método de ensayo. Los resultados del examen y adiciones propuestas y revisiones a la norma ASTM D 3762 se comunicarán con regularidad a la norma ASTM D14 Comité de adhesivos. Además de proponer revisiones a este método de ensayo normalizado, los resultados de investigación de la presente investigación se difundirán a través de un informe técnico de la FAA y publicaciones en revistas. beneficios esperados para la aviación incluyen un método de ensayo mejorado durabilidad de la unión adhesiva para su uso en la evaluación de la fiabilidad de las estructuras de aeronaves pegadas. Desarrollo de un Plan Activo de Investigación de supresión del alboroto La utilización de los sistemas de control activo para la mitigación de la ráfaga, la redistribución de carga, control de vuelo, y la mejora el confort de marcha ha madurado durante las últimas dos décadas a los niveles de fiabilidad y seguridad que permiten la implementación y certificación en ambas aeronaves militares y civiles. Supresión activa de trémolo (AFS) y ndash; la dependencia de los sistemas de control activo para estabilizar vehículos aleteo inestable a lo largo de sus ámbitos de vuelo & ndash; mientras ampliamente estudiado y demostrado en pruebas de túnel de viento, y las pruebas de vuelo teóricos, numéricos, no está aprobado para la ejecución de amplia difusión, sobre todo debido a la naturaleza catastrófica de la respuesta del vehículo al fracaso de este tipo de sistemas. Este documento y hablar presentarán una introducción general a la supresión aleteo activa en el contexto de aeroelasticidad vehículo de vuelo y aeroservoelasticidad. A continuación se describirán primeras medidas adoptadas en el esfuerzo para evaluar el estado de la técnica y el nivel de implementación de preparación de la tecnología. Durabilidad de Estructuras Aeroespaciales Bonded Este trabajo tiene que ver con la comprensión de los mecanismos que contribuyen a la durabilidad mecánica de uniones adhesivas. A tal fin, la respuesta de cupones unidos con adhesivos quebradizos y templado se comparan en ambientes de carga cuasi estáticas y repetidas. Dado que esta fase del trabajo considera la respuesta adhesivo (en lugar de fracaso adherente), los adherentes son de aluminio 2024-T3. El régimen de pruebas está diseñado para estudiar los efectos de la cáscara (cupones de doble viga en voladizo) y cizalladura (área amplia regazo de cupones de corte y las articulaciones bufanda) la tensión en fuerza de adherencia y durabilidad. Los cupones se unen utilizando adhesivos quebradizos y templado (FM-300, FM73, EA9696), de modo que los efectos de la fuerza adhesiva y la resistencia pueden ser considerados de forma independiente. Efectos de la humedad Difusión en composites Sandwich Muchos elementos estructurales externos para el fuselaje de los aviones de transporte son producidos usando compuestos de emparedado de panal de polímero; timones compuestos o alerones, por ejemplo. Estos componentes experimentan los extremos ambientales típicos de la clase A del espacio aéreo. En particular, las temperaturas en altitud a menudo caen a -50 y ordm; C o por debajo. Mientras tanto, se ha demostrado que la humedad dentro de la región del núcleo de un panel de nido de abeja polímero aumentará lentamente con el tiempo debido a la exposición a los niveles típicos de humedad terrestres. A pesar de que inmediatamente después de la producción del nivel de humedad núcleo interno de materiales compuestos de sándwich es normalmente baja (quizás cercanos a cero humedad), con el tiempo las moléculas de agua se difunden a través del gelcoat y compuestos planchas al aire de lo contrario no dañadas, aumentando poco a poco los niveles de humedad internos. Si la humedad interna se convierte en vapor de agua a continuación interna lo suficientemente alto como se puede condensar y congelar dentro del núcleo mientras la aeronave está en la altura. Esto implica que un ciclo se condensan-congelación-descongelación-evaporan puede ocurrir dentro de una estructura de sándwich durante el ciclo de trabajo normal de un avión de transporte comercial. El objetivo de este estudio es determinar si este ciclo se condensan-congelación-descongelación-evaporan conduce a daños internos que pueden ser perjudiciales para el comportamiento mecánico de las estructuras de emparedado de panal. En concreto, la resistencia a la flexión y el modo que la velocidad de deformación de liberación de energía (GIC) de materiales compuestos de nido de abeja se medirá, bajo cuatro condiciones: como producidos (en seco), siguiendo el ciclo térmico de la temperatura ambiente a -50 y ordm; C bajo condiciones secas, tras la exposición a 70% HR y 50% C durante varios meses, y tras la exposición a 70% de humedad relativa y 50% C durante varios meses, así como el ciclo térmico de la temperatura ambiente a -50 y ordm; C.