Damage Mh iM echanics CiC omposite · PDF fileDamage Mh iMechanics in CiComposite Materials...

D M h i i C iDamage Mechanics in Composite MaterialsMaterials

Dr. Bijan MohammadiSchool of Mechanical Engineeringg g

Iran University of Science and Technology

Chapter 2Chapter 2

Damage Mechanisms in Laminated Compositesp

Various mechanisms of damage in composite l i tlaminates

(a) Matrix Cracking(c) Fiber/Matrix Debonding

(b) Delamination

(d) Fiber Fracture

Matrix Cracking Formationg

Different kinds of Damage Mechanismsff f g

• Over the course of the experimental investigation several f p gdistinct damage modes were identified including:– Matrix crack‐induced microcracking

M i k i d d d l i i– Matrix crack‐induced delamination– Angle‐ply edge delamination– Mode I edge delaminationg

Matrix crack accumulation

• Matrix crack accumulation:– Matrix cracks form within a given ply group in a direction 

parallel to the fibers in that ply group. M t i ki i f tl th i iti l d d d– Matrix cracking is frequently the initial damage mode and matrix cracks may accumulate to high densities with increased loading.

Matrix crack‐induced microcrackingg

• Matrix crack‐induced microcracking: g– Plies adjacent to a ply group which has suffered matrix cracking 

may form microcracks (small cracks which cluster around an existing matrix crack)existing matrix crack). 

– The localized microcracks may propagate throughout the ply or remain localized depending upon the laminate configuration.

Matrix crack‐induced delamination

• Matrix crack‐induced delamination:– Delamination may form at the intersection of an existing matrix 

crack and an adjacent ply. Th t d f th d l i ti t t t i ifi t– The tendency for the delamination to propagate to significant length depends upon the laminate configuration. 

Interior Damageg

• Matrix crack‐induced microcracks– appeared in bands surrounding the primary matrix cracks. – The density and length of the microcracks were observed to gradually 

increase with the applied load.increase with the applied load. – When the microcracks grew to significant length, the effect on the 

laminate stiffness was moderate, and similar to that of matrix cracks.• Matrix crack induced delamination• Matrix crack‐induced delamination 

– Initiate from existing matrix cracks – Grow simultaneously with a dense band of microcracks. – This combined damage state produced immediate and complete failure 

of the laminate – limited mainly to angle‐ply laminates.

Matrix crack‐induced delamination and Microcracksi [60 / 60 ] l i tin a [602/–602]s laminate

• (a) X radiograph showing• (a) X‐radiograph showing• (b) schematic representation.

X‐radiograph images showing matrix crack‐induced delamination appearing in three different laminates pp g ff

(material T300/976)

• (a) [602/–603/60]s, (b) [452/–452]s, (c) [602/–602/90]s.( ) [ 2/ 3/ ] , ( ) [ 2/ 2] , ( ) [ 2/ 2/ ]

Effect of microcrack propagation l i t tiffon laminate stiffness response

• Response of laminate which suffers combined delamination p f ffand microcracking damage (1.0 ksi = 6.89 MPa).

Damage Scenario of [602/–602]s laminate ( t i l (T800/3900 2)(material (T800/3900‐2)

• Initial damage consisted of matrix cracks in the 60° ply group g p y g p• followed immediately by matrix crack‐induced microcracking

in the –60° ply group. • Delamination formed only after applying additional strain. • No fiber breakage.

Effect of microcrack propagation l i t tiffon laminate stiffness response

• Response of laminate which suffers combined delamination p f ffand microcracking damage (1.0 ksi = 6.89 MPa).

Damage Scenario of [452/–452]s laminate t i l (T300/976)material (T300/976)

• Initial damage consisted of matrix cracks in the 45° ply group g p y g p• followed immediately by matrix crack‐induced microcracking

in the –45° ply group • and matrix crack‐induced delamination at the interface. • No fiber breakage.

Series of X‐radiograph images obtained at increasing l d l l h i k tiload levels showing crack propagation 

• [602/90/–602]s laminate (material T300/976).[ 2/ / 2] ( / )

[602/90/–602]s laminate (material T300/976) Damage S iScenario

• Initial damage consisted of matrix cracks in the 60° ply group g p y g pand microcracks in the –60° ply group

• Failed specimens suffered fiber breakage in the 90° ply group l th 60° fib di ti bi d ith t i kalong the 60° fiber direction combined with matrix crack‐induced delamination at both interfaces.

Effect of microcrack propagation l i t tiffon laminate stiffness response

• Points (a), (b), and (c) correspond to X‐radiograph images in two previous slide (1 0 ksi = 6 89 MPa)two previous slide (1.0 ksi = 6.89 MPa).

X‐radiograph images at increasing load levels, microcrackti t [60 / 60 /0] l i t ( t i l T300/976)propagation at [603/–603/0]s laminate (material T300/976),

• (a) applied stress= 196.4 MPa,(b) applied stress = 228.1 MPa, ( ) pp ,( ) pp ,(c) applied stress = 254.2 MPa

Damage Scenario of [603/–603/0]s laminate ( t i l T300/976)(material T300/976)

• Initial damage consisted of matrix cracks in the 60° ply group g p y g pand microcracks in the –60° ply group. 

• Microcracks slowly propagated with increased strain. • Failed specimens suffered fiber breakage in the 0° and 60° ply 

groups along the –60° fiber direction.

Near the Edge Damageg g

• Angle‐ply edge delaminationg p y g– From the intersection of a matrix crack and the laminate free edge.– Angle‐ply edge delamination was usually very small– Producing a negligible effect on the laminate stiffness – Delamination growth seemed to be highly unstable– leading directly to laminate failureleading directly to laminate failure.

• Mode I edge delamination – Typically stable, gradual growth. – Usually appeared at the laminate midplane– was not observed to lead directly to laminate failure.

Magnified view of angle‐ply edge delamination i i [30/90/ 30] l i tappearing in a [30/90/–30]s laminate

Progression of angle‐ply edge delamination appearing i [30/90/ 30] l i t ( t i l T300/976)in a [30/90/–30]s laminate (material T300/976)

• (a) applied stress = 372.7 Mpa, (b) applied stress = 376.9 MPa, ( ) pp p , ( ) pp ,(c) laminate failed with maximum applied stress = 376.9 MPa

Effect of angle‐ply edge delamination on laminate tiffstiffness response

• Points (a), (b), and (c) correspond to X‐radiograph images ( ), ( ), ( ) p g p gshown in previous slide

Progression of Mode I edge delamination [45 / 45 /90] l i t ( t i l T800/3900 2)[453/–453/90]s laminate (material T800/3900‐2)

• (a) applied stress = 142.6 MPa, (b) applied stress =155.7 MPa, ( ) pp , ( ) pp ,(c) applied stress 156.4 MPa

Effect of Mode I edge delamination on laminate tiffstiffness response

• Points (a), (b), and (c) correspond to X‐radiograph images ( ), ( ), ( ) p g p gshown in Previous slide

Progression of Mode I edge delamination appearing in [30/ 30/90 ] l i t ( t i l T300/976)a [30/–30/901/2]s laminate (material T300/976)

• (a) applied stress = 344.5 MPa, (b) applied stress = 347.3 MPa, ( ) pp , ( ) pp ,(c) applied stress = 353.5 MPa

Mode I edge delamination (material T300/976) g ( / )

• (a)  [90/30/–30]s, (b)  [45/–45/90]s, (c)  [45/–45/0/90]s.( ) [ / / ] , ( ) [ / / ] , ( ) [ / / / ]

Stiffness response plots for laminates that failed in d d l i tiedge delamination

Stiffness response plots for laminates that failed in d d l i ti M d I d d l i tiedge delamination + Mode I edge delamination

Variation of laminate strength with i i l lincreasing layup angle

Variation of laminate strength with i i l lincreasing layup angle

Variation of laminate strength with i i l lincreasing layup angle

Variation of laminate strength with increasing thi k lthickness scale

Variation in laminate strength due to increasing thi k lthickness scale. 

• Specimen failures caused by angle‐ply edge delaminationp f y g p y g

Variation of laminate strength with increasing thi k lthickness scale

Variation of laminate strength with stacking sequencef g g q