Optimization of buckling behavior of hybrid composite beam under axial compression

Abstract

The use of lighter and high-performance materials in the aerospace sector is of great importance. Optimization methods, which have become very popular with the technological development in the production methods of composite structures in recent years and provide the most suitable design for the purpose, are frequently preferred in the design of parts in the aviation industry. Determining the buckling load capacity of a composite beam under compression load is very important for the design of composite structures. The buckling load capacity of a hybrid composite beam with fiber metal laminate (FML), which is frequently used between aircraft wing and fuselage. The optimum design of the anti-buckling behavior of the hybrid composite beam, which is subjected to compression load, fixed by simple support on both sides, was performed by a genetic algorithm (GA) based on the Tsai-Wu fracture criterion. The robust design of composite hybrid laminates was developed using a design optimization process based on GA with the finite element method. A multi-objective genetic algorithm (MOGA) was used to optimize the design of a hybrid composite beam subjected to buckling. Design variables in the optimization process are considered as fiber material and angle orientations. The purpose of the objective function is to reduce the equivalent stress of hybrid composites while increasing critical buckling load. The design constraint was the Tsai-Wu failure index. As a result, it has been observed that the buckling performance of the beam depends on the structure of the metal material in FML composites. Carbon/epoxy and glass/epoxy structures were proposed and a design was aimed according to the maximum buckling load in the best stacking sequence, taking into account the data in the design constraints.

Havacılık ve uzay sektöründe daha hafif ve yüksek performanslı malzemelerin kullanılması oldukça büyük önem taşımaktadır. Özellikle son yıllarda kompozit yapıların üretim yöntemlerindeki teknolojik gelişim ile oldukça popüler hale gelmiş olan ve amaca en uygun tasarım elde etmeyi sağlayan optimizasyon yöntemleri, havacılık sektöründe parça tasarımında sıklıkla tercih edilmektedir. Bası yükü altındaki bir kompozit kirişin burkulma yükü kapasitesinin belirlenmesi kompozit yapıların tasarımı için çok önemlidir. Uçak kanat ve gövde arasında sıklıkla kullanılan fiber metal laminatlı (FML) bir hibrit kompozit kirişin burkulma yükü kapasitesi incelenmiştir. İki tarafından da basit mesnetle sabitlenmiş basma yüküne maruz kalan hibrid kompozit kirişin burkulma karşıtı davranışlarının optimum tasarımı Tsai-Wu kırılma kriteri esas alınarak genetik algoritma (GA) ile gerçekleştirilmiştir. Kompozit hibrit laminatların sağlam tasarımı, GA ve sonlu elemanlar yöntemine dayalı bir tasarım optimizasyon süreci kullanılarak geliştirildi. Burkulmaya maruz kalan hibrit bir kompozit kirişin tasarımını optimize etmek için çok amaçlı bir evrimsel algoritma (MOGA) kullanıldı. Optimizasyon prosesindeki tasarım değişkenleri, fiber malzemesi ve açı yönelimleridir. Amaç fonksiyonunun amacı, kiriş kritik burkulma yükünü arttırırken hibrit kompozitin eşdeğer stresini azaltmaktır. Tasarım kısıtı ise Tsai-Wu kırılma indeksidir. Sonuç olarak, kirişin burkulma performansı FML kompozitlerde metal malzemenin yapısına bağlı olduğu gözlemlenmiştir. Karbon/epoksi ve cam/epoksi yapı önerilerek tasarım kısıtlarındaki veriler göz önüne alınarak en iyi açı yönlerinde maksimum burkulma kuvvetine göre tasarım önerilmiştir.