Alles over vezelversterkte kunststoffen

Ariel

Ariel

PH-SAM
Naar aanleiding van een prachtig filmpje over de reparatie van een 1 : 1 zwever is een discussie ontstaan wat de juiste methode van reparatie is.



Uiteraard houden wij ons bezig met modelvliegtuigen, maar vele technieken uit de mandragende vliegerij zijn ook toepasbaar op modelvliegtuigen.

Het is de bedoeling dat dit een leerzaam draadje wordt voor iedereen die geïnteresseerd is in vezelversterkte kunststoffen.

Johannes
 
Laatst bewerkt door een moderator:
PapaHotel zei:
.

Voor de beste mechanische eigenschappen zou ik het andersom doen. Vooral ook omdat de binnenkant van de constructie ook goed bereikbaar is.

Dus buitenkant van klein naar groot (evt. één laag minder). Aan de binnenkant nog twee lagen. Geheel onder vacuüm met verhoogde temperatuur uit laten harden. Daarna kan de boel afgewerkt worden met een verloren glaslaag die naar hartenlust geschurd kan worden.
Klik om te vergroten...

Op deze schets is te zien hoe de lagen weefsel worden aangebracht.
Bij deze methode blijven de vezels na het vlakschuren over een maximale lengte intact.

reparatieromp.jpg




Het repareren van een gebroken composiet romp of vleugel vereist vakmanschap!!!

Je kan niet zomaar wat koolstof weefsel aanbrengen zonder te weten hoe de originele romp is opgebouwd.
Een reparatie wordt nog complexer als een sandwich materiaal in de constructie zit.
Maar ook dat is prima te repareren mits je weet hoe!

Johannes
 
Volgens de gegevens van het DLR (Deutsches Zentrum für Luft- und Raumfahrt) heeft een correct uitgevoerde koolstof composiet reparatie 90 tot 95% sterkte van het oorspronkelijke materiaal.

Zij hebben enorm veel onderzoek gedaan omdat in de nieuwe generatie vliegtuigen steeds meer koolstof wordt verwerkt.

Ook hebben ze een computergestuurde mobiele Schäfteinheit ontwikkeld.
Deze machine kunnen ze met zuignappen op het vliegtuig aanbrengen.

Johannes
 
Ariel zei:
Op deze schets is te zien hoe de lagen weefsel worden aangebracht.
Bij deze methode blijven de vezels na het vlakschuren over een maximale lengte intact.

reparatieromp.jpg




Het repareren van een gebroken composiet romp of vleugel vereist vakmanschap!!!

Je kan niet zomaar wat koolstof weefsel aanbrengen zonder te weten hoe de originele romp is opgebouwd.
Een reparatie wordt nog complexer als een sandwich materiaal in de constructie zit.
Maar ook dat is prima te repareren mits je weet hoe!

Johannes
Klik om te vergroten...

Ik weet wel wat er bij komt kijken. In m'n vorige leven ben ik ook vliegtechnicus geweest en reparaties/modificaties uitgevoerd.

Het gaat om wat er gebeurt op 5:45 van de eerste video over de reparatie van 1:1 Arcus.
Bij de volgorde die ik zou prefereren is het uit den boze om de constructieve vezels kapot te schuren. Er wordt dan gewerkt met een toplaag van glas die wel geschuurd mag worden. Het levert vaak een optisch minder aantrekkelijke resultaat op maar mechanisch is het een betere oplossing.

Uit onderzoek (ik dacht bij Fokker en TUDelft ergens in jaren 80) op trekbanken, etc. blijkt dat dit soort aan de oppervlakte gerepareerde composiet constructies maar een deel van de oorspronkelijke sterkte hebben. Ik heb er geen exacte getallen of referenties meer voor maar ga er van uit dat een optimaal uitgevoerde reparatie 60% van de oorspronkelijke sterkte kan hebben. Die Arcus reparatie op de video vermoedelijk nog minder. Misschien heeft Rick toegang tot mensen op TUDelft die hier meer van af weten.

Met de bovenstaande methode wordt er een zwakke plek gecreëerd. Het enige wat de romp met het reparatie lapje verbindt is een dun laagje epoxy matrix. De vezels van de bovenste twee lagen hebben geen contact met de romp. Ze zijn weliswaar over een grote lengte intact maar ze liggen daar uiteindelijk voor spek en bonen. De gerepareerde stuk van de video ziet er schitterend uit maar bij een volgende grondzwaai zal het de zwakste plek zijn.

Groet, Sinan
 
In het kader van werk ontwijkend gedrag heb ik ook een beetje onderzoek gedaan.

In alle luchtvaart literatuur gaat men uit van kleine patch eerst volgorde. In de botenbouw doen ze het omgekeerd, zoals op de video.

Ook heb ik gezien dat de eindsterkte van de reparatie het origineel wel kan benaderen als er gebruikt wordt gemaakt van vacuüm, verhoogde temperatuur, juiste volgorde van de patches (kleine eerst) en doublers (ook aan de binnenkant).

Een presentatie over verschillende reparatiemethoden: http://www.sme.org/uploadedFiles/Events/Webinars/dorworth_presentation.pdf

Groet, Sinan
 
Nou in de jachtbouw werken wij ook van klein naar groot op. Dat levert immers de sterkste constructie op. Andersom heb ik nog nooit gezien in 10 jaar polyester ( nieuwbouw) jachtbouw..
 
Jonkje zei:
Nou in de jachtbouw werken wij ook van klein naar groot op. Dat levert immers de sterkste constructie op. Andersom heb ik nog nooit gezien in 10 jaar polyester ( nieuwbouw) jachtbouw..
Klik om te vergroten...

De vraag blijft, waarom werk je van klein naar groot?
Wat is het voordeel bij deze aanpak ten opzichte van groot naar klein?

Johannes
 
Inmiddels heb ik vele publicaties over het aanbrengen van een patch zorgvuldig gelezen maar ben nog niet veel wijzer geworden.

Ook in de reparatiehandleiding van DG Flugzeugbau staat de methode van groot naar klein.
Misschien heeft DG deze methode klakkeloos overgenomen uit de Flickfibel van Ursula Hänle zonder deze methode te testen. :rolleyes:

Johannes
 
De "Plätzli Technik" voldoet inderdaad prima voor modelvliegtuigen.
Dat komt vooral omdat de toegepaste lapjes (weefsels) niet dik zijn.
Ook zijn de krachten op de constructie van een heel andere orde van grootte.

pltzlitechnik.jpg


Johannes
 
Laatst bewerkt:
Ik snap werkelijk niet wat het voordeel van het gebruik van die versnipperde lapjes kan zijn. Het lijkt me veel beter om meerdere dunne, onbeschadigde laagjes met wisselende oriëntatie aan te brengen.

En, ze gebruiken op deze manier veel te veel epoxy. Dat is ook niet goed voor de eindsterkte.

Sinan
 
Het voordeel bij deze methode is dat je geen stukken weefsel vooraf op maat hoeft te maken.
Dat speelt een grotere rol naarmate er complexere dubbelgekromde oppervlaktes ingedekt moeten worden.
Gewoon lekker relaxed lapje voor lapje aanbrengen. Deze methode is vooral geschikt voor de minder geroutineerde modelbouwer.

De hoeveel epoxy die je gebruikt heb voor een groot deel zelf in de hand.
Onder andere kan je ook kiezen voor één van de verschillende methodes om overtollig hars eruit te persen.

Voor mij werkt deze methode zeer ontspannend, jeugdherinneringen komen boven drijven. Het doet oude tijd herleven dat ik met papier-maché bezig was een masker te maken. :)

Johannes
 
Even een quote uit een van mijn documenten:

Two different methods of scarf joint lay-ups are currently being used. In general,
military specifications and Boeing use a lay-up starting with the smallest ply down first and
building up to the largest ply last on the outside. Airbus and many European aircraft
manufactures use a reverse method and start with the largest ply down first and the smallest ply
on last. In the Airbus method the orientation of the laminate schedule must be reversed and the
lay-up becomes a mirror image of the original skin. At first one would be concerned with the
asymmetrical nature of the repair, but at the lower hygrothermal stress levels of general and
commercial aviation service, the asymmetry is apparently not a problem. The advantage to the
Boeing method is that the peel stresses at the edge of each ply are restrained by the next layer.
Regardless both methods recommend a final layer overlapping the entire repair and this
adequately restrains the peel stresses and provides environmental bond sealing in the Airbus
method. The major advantage to the Airbus methods is often overlooked and is in the practical
nature of finish sanding a repair on a laminar flow surface. With the Boeing method the
technician must not finish sand the final lay-up or the most critical larger structural plies will be
damaged, compromising the repair. With the Airbus method the repair may be finish sanded in a
technique known as back scarfing. This effectively fairs the repair into the surrounding surface.
The final overlap layer can then be a very thin fabric which is faired into the final surface with a​
sandable primer returning the surface to its laminar profile.
Klik om te vergroten...

Beide methodes zijn dus gangbaar.

Een andere factor is scarf ratio, ofwel de schuinte. Deze kan oplopen tot 100/1, afhankelijk van de gebruikte materialen.

Zie ook http://www.mansbergeraircraft.com/Aircraft Composite Repair Design Paper.pdf bijvoorbeeld.

Reparaties worden in het algemeen onder vacuum uitgehard, en met warmte. Vaak dmv een hotbonder. Er zijn behoorlijk wat bedrijven in NL die dit doen.
 
Skiff, heel erg bedankt voor deze bijdrage!:D

Voor mij is het nu bevestigd dat beide methodes geschikt zijn.
Ook snap ik nu de voor en nadelen van beide methodes.

Johannes
 
@Skiff,
Bedankt voor de link, goede informatie.

Alleen, dit vind ik eigenaardig:
skiff zei:
In the Airbus method the orientation of the laminate schedule must be reversed and the lay-up becomes a mirror image of the original skin.
Klik om te vergroten...

Begrijp ik het nou goed dat de eerste (onderste, grootste) lap de oriëntatie krijgt van de buitenste laag van de romp, enz.

Sinan
 
Nee, het gaat niet om die orientatie, maar om de volgorde van het laminaatschema.

Is het laminaat eerst:

-12K M46J carbon 416gr/m2 twill @ 0/90
-6K M46J carbon 245gr/m2 twill @+45/-45
-3K T700 carbon 200gr/m2 plain @ 0/90


dan wordt de repair patch:

-3K T700 carbon 200gr/m2 plain @ 0/90
-6K M46J carbon 245gr/m2 twill @+45/-45
-12K M46J carbon 416gr/m2 twill @ 0/90

De vezelorientatie hou je dus gelijk.

Reden is om de scarfs min of meer symmetrisch qua opbouw te houden, zodat de secondary bonding layer (iets) minder voor zijn kiezen krijgt.
 
You must log in or register to reply here.
Back
Top