The scope of this project is the realization of composite and hybrid sub-aerostructures which exhibit superior blast performance compared to reference composite and hybrid substructures. The scope will be fulfilled with minimum weight penalty. Within the scope of this work is to provide a roadmap for the integration of explicit hardening measures for blast in future aerospace structural components. In the case of blast loading, the proposed methodology for achieving these aims involves vulnerability analysis of the composite and the hybrid substructures (scaled fuselage substructure). The vulnerability analysis will be based on numerical results, obtained by the systematic, analysis of the coupled blast / structural problem. The aims and objectives of the present project can be summarized as follows: • Development of numerical models and their correlation against experimental results. • Development of numerical tools for blast vulnerability analysis of composite and hybrid aeronautic structures • Blast vulnerability map of composite and hybrid scaled fuselage substructure for different charge locations • Explicit blast hardening strategies of composite and hybrid aerostructures by design and by novel materials / Σκοπός της εργασίας αυτής είναι η μελέτη αεροπορικών κατασκευών από σύνθετα υλικά όπου θα παρουσιάζουν βελτιωμένες ιδιότητες υπό συνθήκες έκρηξης σε σύγκριση με υπάρχουσες αντίστοιχες κατασκευές.Ο στόχος αυτός επετεύχθη με ελάχιστη προσθήκη βάρους. Μέσα στους στόχους της παρούσας διατριβής είναι να παρέχει μια μεθοδολογία για την προσθήκη μέσων προστασίας για τις μελλοντικές αεροπορικές κατασκευές.

H υποβάθμιση της δομικής ακεραιότητας των αεροπορικών κατασκευών με το χρόνο και η αποτίμηση της αποτελεί ένα σημαντικό τεχνολογικό πρόβλημα της αεροναυπηγικής. Το πρόβλημα αυτό σε συνδυασμό με το ότι εξακολουθούν να χρησιμοποιούνται αεροσκάφη, τα οποία έχουν ξεπεράσει τον αρχικά σχεδιασμένο χρόνο της επιχειρησιακής τους λειτουργίας, οδήγησε τη διεθνή επιστημονική κοινότητα και την αεροπορική βιομηχανία να ασχοληθεί με το πρόβλημα του “γηράσκοντος” αεροσκάφους (aging aircraft). Το πρόβλημα της γήρανσης της δομής ενός αεροσκάφους οφείλεται κυρίως στην εμφάνιση ευρείας έκτασης βλάβης κόπωσης (wide spread fatigue damage) σε διάφορες περιοχές της κατασκευής, η οποία αυξάνει την πιθανότητα εμφάνισης καταστροφικών αστοχιών. Οι ηλωτές συνδέσεις των ελασμάτων που συνθέτουν την άτρακτο ή τις πτέρυγες ενός αεροσκάφους αποτελούν περιοχές συγκέντρωσης τάσεων και εστίες διάβρωσης με συνέπεια την εμφάνιση και εξέλιξη μικρών ρωγμών σε πολλαπλά σημεία της δομής. Η κατάσταση της ύπαρξης πολλών αλληλεπιδρουσών ρωγμών στο ίδιο δομικό στοιχείο ονομάζεται πολλαπλή βλάβη (Multiple Site Damage – MSD) και οδηγεί σε σημαντική μείωση της εναπομένουσας αντοχής του δομικού στοιχείου και σε υποβάθμιση της δομικής του ακεραιότητας. Η μελέτη του προβλήματος της πολλαπλής βλάβης και η αντιμετώπισή του αποτελεί σημαντικό πεδίο έρευνας, καθώς περιλαμβάνει πλήθος επιμέρους φαινομένων, τα οποία αλληλεπιδρούν μεταξύ τους. Τέτοια φαινόμενα είναι η έναρξη, η διάδοση και η συνένωση πολλαπλών ρωγμών, η τελική αστοχία δομικού στοιχείου σε συνθήκες πολλαπλής βλάβης, καθώς και η επίδραση περιβαλλοντικών παραγόντων όπως η διάβρωση στη συμπεριφορά των υλικών. Σκοπός της παρούσας εργασίας είναι η ανάπτυξη μιας ολοκληρωμένης μεθοδολογίας για την εκτίμηση της εμφάνισης και εξέλιξης της πολλαπλής βλάβης κόπωσης σε αεροπορικά δομικά στοιχεία, έτσι ώστε να είναι εφικτή η εκτίμηση της δομικής τους ακεραιότητας σε οποιαδήποτε στιγμή της διάρκειας λειτουργίας τους. Τα τεχνολογικά προβλήματα, που αντιμετωπίζονται στην παρούσα εργασία με ανάπτυξη πρωτότυπων μεθοδολογιών, περιλαμβάνουν: • Ανάλυση τάσεων σε πολλαπλά ρηγματωμένες κατασκευές και υπολογισμό συντελεστών έντασης τάσεων στις ρωγμές • Πρόβλεψη έναρξης και διάδοσης ρωγμών • Πρόβλεψη συνένωσης ρωγμών και εναπομένουσας αντοχής Για την ανάλυση τάσεων και τον υπολογισμό των συντελεστών έντασης τάσεων σε πολλαπλά ρηγματωμένα δομικά στοιχεία με ή χωρίς ενισχύσεις (stiffeners) αναπτύσσονται στη βάση της τεχνικής της υπο-μοντελοποίησης της μεθόδου των πεπερασμένων στοιχείων (ΠΣ) κατάλληλα υπερ-στοιχεία (super-elements) για τη μοντελοποίηση των κρίσιμων τμημάτων της κατασκευής. Η μεθοδολογία υπερ-στοιχείων επιλέγεται στην παρούσα εργασία, με σκοπό τη σημαντική μείωση του υπολογιστικού κόστους σε σχέση με τις κλασικές μεθόδους των πεπερασμένων στοιχείων, έτσι ώστε να καταστεί πρακτικά δυνατή η επίλυση του πολύπλοκου αυτού προβλήματος. Το πρόβλημα της δημιουργίας νέων ρωγμών λόγω κόπωσης σε κάποιο δομικό στοιχείο παρουσιάζει έντονα πιθανοθεωρητικό χαρακτήρα. Για την αντιμετώπισή του αναπτύσσεται μεθοδολογία σύμφωνα με την οποία η πιθανότητα να εμφανιστεί μια ρωγμή σε κάποιο σημείο μετά από ορισμένο αριθμό κύκλων φόρτισης εξαρτάται τόσο από την τάση που αναπτύσσεται στο σημείο αυτό όσο και από την πιθανότητα ύπαρξης τοπικών ατελειών του υλικού στο υπό εξέταση σημείο. Για την εφαρμογή της μεθοδολογίας χρησιμοποιούνται στατιστικά δεδομένα που προέρχονται από πειράματα κόπωσης απλών δοκιμίων. Για την εκτίμηση της εναπομένουσας αντοχής ενός πολλαπλά ρηγματωμένου δομικού στοιχείου αναπτύσσεται ένα ενεργειακό κριτήριο συνένωσης ρωγμών. Το κριτήριο βασίζεται της μεταβολής της ενέργειας παραμόρφωσης που λαμβάνει χώρα κατά τη διάρκεια της αστοχίας του υλικού που συνδέει δύο παρακείμενες ρωγμές. Τέλος, τα μοντέλα έναρξης, διάδοσης και συνένωσης ρωγμών συνδυάζονται σε μια ολοκληρωμένη μεθοδολογία, η οποία μπορεί να χρησιμοποιηθεί για την πρόβλεψη της εξέλιξης της πολλαπλής βλάβης κόπωσης. Η αποτελεσματικότητα της μεθόδου επαληθεύεται με τη βοήθεια πειραμάτων κόπωσης πολλαπλά ρηγματωμένων δοκιμίων. / Structural integrity degradation of aeronautical structures due to fatigue, as well as its assessment, represents a major problem of aeronautics. This problem, combined to the fact that numerous aircrafts that have already exceeded their initial design operational life are still in service, led the international scientific community and the aeronautical industry to the in-depth study of aging aircraft. The main problem of an aging aircraft structure is widespread fatigue damage at various areas of the structure, that increase the probability of catastrophic failures. Riveted joints of fuselage or wing panels are areas of high stress concentration and corrosion, therefore, sites susceptible to multiple cracks development. The state of multiple interacting cracks existence at the same structural element is called Multiple Site Damage (MSD) and leads to residual significant strength reduction and structural integrity degradation of the structure. Study and handling of multiple site damage problem is an important research field, as it involves a number of different interacting phenomena, such as crack initiation, propagation and link-up and final structural failure under MSD conditions, as well as the effect of environmental factors like corrosion on the material behaviour. The aim of the present work is the development of an integrated methodology for the prediction of MSD evolution at aeronautical structural elements, in order to make feasible the assessment of their structural integrity throughout their service life. The technological issues that are faced in the frame of the present work by the development of innovative methodologies are: • Stress analysis and stress intensity factors calculation of structures under MSD condition. • Crack initiation and propagation prediction. • Prediction of crack link-up and residual strength. For the stress analysis and stress intensity factor calculation of un-stiffened of stiffened structural elements suitable super-elements are developed for the simulation of crucial structural elements. The super-element methodology is based on finite element sub-structuring technique and, in the present work, is chosen in order to obtain a significant reduction of computation cost with compared to the classical finite element method, so that handling of such complex problems becomes feasible. Fatigue crack initiation at a structural element is a problem exhibiting a strongly stochastic character. A crack initiation prediction methodology is developed according to which the probability of crack initiation at a site of the structure depends on the local stress state combined to a stochastic (random) variation of the fatigue strength at every site susceptible to crack initiation. For the methodology application statistical data from simple fatigue tests are used. For the crack link-up and the residual strength estimation of a multiple cracked structural element an energy-based link-up criterion is developed. The proposed criterion is based on the strain energy variation during the failure of the ligament of two adjacent cracks. Finally, the initiation, propagation and link-up models are combined and implemented in an integrated methodology that can be used for the assessment of multiple site damage evolution. The effectiveness of the methodology is validated using suitable fatigue tests of multiple-site damaged panels.

The current dissertation, titled “Fire Response of Composite aerostructures” deals with a crucial subject of the aeronautics industry that is the fire response of composite aerostructures, more specifically the issue of interest in this work is the fuselage fire burnthrough from an external liquid jet-fuel pool fire. Other fire issues that “bother” the aeronautics industry are the fire spread inside the cabin, smoke generation and toxicity of the fumes, but these are not handled in the current dissertation. Aircraft structures are designed to withstand various loading scenarios during their operational life. These loading scenarios are associated to a great extent with normal aircraft operation (flight manoeuvres, take-off and landing). However there are situations where the aircraft structures are required to assure the safety of the passengers and crew. In the case of an emergency crash landing, the threat of an external jet-fuel fire always exists. Considering that the aircraft structure survives the impact, the survivability of the passengers and crew onboard the aircraft depends solely on the fire resistance of the aircraft structure. A measure of the fire resistance of an aircraft structure is the time needed for the flames to penetrate the fuselage and spread inside the cabin, the so-called, burn-through time. So far, the aircraft fire resistance has been extensively studied by conducting lab, medium and full scale tests. The early lab scale tests were performed by the Federal Aviation Administration (FAA) and involved the Bunsen-burner flammability test of coupons for developing fire safe interior materials. As the application of polymer materials on aircrafts kept increasing, the problem of fire burn-through due to external fire emerged. Marker was one of the first to perform full-scale fuselage burn-through tests to access the insulating performance of materials. Also a statistical analysis was performed by Cherry and Warren that accessed and analyzed data from past accidents and their work resulted in proving the importance of fuselage fire hardening and the passengers’ lives that could be saved using low-cost solutions. These works led the FAA to proposed new fire testing procedures for aircraft materials. The scope of this dissertation was to assess the performance of various structural materials in a pool-fire scenario. A simplified approach is made, approximating the pool-fire conditions with a flat panel burn-through test in accordance to the ISO2685:1998(E) Standard. The originality of the present work comes from the fact that it incorporates a multistage approach in order to investigate the behaviour and response of composite aircraft structures in the possibility of a fire event. The current approach goes down on material level in order to investigate and model the deterioration (decomposition) of the polymer composite. Thus, it investigates and proposes a methodology of how the thermophysical properties of the composite are deteriorated due to the fire event. It proceeds into developing a progressive-damage material model (material properties varying with the deterioration degree) and finally implementing this custom material model into a commercial FE package and solving the loading scenarios. Being more specific the current work begins with a quick review of the literature where incidents and work done on the burnthrough event for the past 20-30 years are summarized. It progresses then to presenting the various types of polymers used in the aircraft industry and their basic decomposition mechanisms, from the unsaturated polyesters to the epoxies and phenolics and in the end reference to the thermoplastics is made. Every organic material, hence, polymers used in aerospace applications, present a set of response characteristics when subjected to fire, specifically the heat release rate, thermal stability index, limiting oxygen index, flammability index, time-to-ignition, surface flame spread, mass loss, smoke density and smoke toxicity. Following is the backbone of this dissertation, the kinetics modelling. Two approaches are made, one simplified using single stage kinetics where the decomposition degree a is calculated based on the Arrhenius reaction theory and using the kinetic triplets (kinetic parameters) extracted from thermogravimetry, TGA, data using the Friedman multi-curve method. The second approach is more complicated and considers multi-stage decomposition of the polymer composite. Specifically a 3-stage reaction network is considered for every material, the LY-Ref, and the two modified batches, one with ammonium polyphosphate AP423 and the other both with AP423 and multi-wall carbon nanotubes MWCNT. Again the kinetic parameters, activation energy EA, frequency factor A, and reaction order n, are extracted for every step using the van Krevelen methodology. In the end using the reaction rates equations the reconstruction of the TGA curves is achieved with an error of less than 5% from the test data. Correlations that consider the material deterioration and affect the thermophysical properties of the materials are proposed. Those expressions are being developed for both of the two kinetic approaches, the single and multi stage. Another crucial part of this work is the measurement and calibration of the applied fire load. Again two fire load approaches are used, one according to the ISO2685 Standard where a propane burner was manufactured and calibrated according to the Standard for medium scale samples testing and a lab scale butane burner for small samples. The ISO2685 burner was also CFD simulated and the models calibrated against analytical expressions, ISO requirements and real measurements. The CFD simulations were performed so the heat flux or heat transfer coefficient to be extracted and used as input for the later thermal FE burnthrough models. The heat flux distribution of the lab-scale AML burner on the specimen surface was measured via a water cooled Schmit-Boelter SBG01 heat flux sensor manufactured by Hukseflux. Manufacturing and material details are presented concerning the samples used for every test campaign. Metallic (AL2024-T3) samples, CFRP neat and modified, and hybrid GLARE ones where manufactured. Also the experimental work performed is described. Cone calorimetry testing data are available, results from thermogravimetry tests, differential scanning calorimetry, and finally the burnthrough tests with both the testing apparatuses, the ISO2685 one and the AML lab-scale burner. The modelling work in this dissertation involved thermal models that were developed into a commercial FE package. It was not part of this work to develop a thermal solver so a commercial one was selected and all the developed methodology was adapted to its requirements and specifications. The boundary conditions on the models are presented both for the ‘hot’ front surface and the rear ‘cooling’ one. For the ‘hot’ one the heat flux distribution is used and for the ‘cooling’ one an equivalent convection is applied that accounts for both convective and radiative cooling. The decomposing material model is implemented into to FE solver via user defined subroutines for the single stage kinetics and the multi-stage approach. Finally the simulations were run and the results and models were compared against the available experimental results. Since so far the burnthrough response of aerostructures was limited to coupon, samples and medium size flat panels. A more realistic approach was performed by developing a mathematical model of a real size test. The certification tests conducted by the FAA are for full size fuselage sectors under the fire load of a burning jet-fuel pan pool-fire. A burning jet-fuel pool fire is a complex phenomenon on its own, combining it with a decomposing fuselage structure make the modeling approach even more difficult to simulate if not impossible. Required data for the pool-sizes under investigation were not available, so data for large external hydrocarbon pool fires from literature were used. Also, because the main characteristic of a jet-fuel (kerosene) pool fire is that the flames are not clear, on the contrary, great amount of shoot is produced making combustion modeling and radiative heat transfer to the fuselage even more of a challenge to model, it was decided to try and tackle this full-scale approach by a simplified the modeling approach. Instead of liquid fuel combustion, an equal hot air stream with mass flow, velocity and temperature properties extracted from literature correlation data was performed. Conclusively, in terms of completeness the benefit analysis performed by Cherry and Warren is presented in brief. The objective of their analysis was to assess the potential benefits, in terms of reduction of fatalities and injuries, resulting from improvements in fuselage burnthrough resistance to ground pool fires. Fire hardening of fuselages will provide benefits in terms of enhanced occupant survival and may be found to be cost beneficial if low-cost solutions can be found. The maximum number of lives saved per year in worldwide transport aircraft accidents, over the period covered by the data, if hardening measures were applied, was assessed to be 12.5 for the aircraft in its actual configuration (when the accidents occurred) and 10.5 for the aircraft configured to later airworthiness requirements. These figures are completely significant and give an extra confirmation that this work on investigating the fire response of composite aerostructures is on the right track. As the work of Cherry and Warren concluded, the fire hardening measures in order to be applicable need to be cost efficient. The concept under which this whole dissertation stepped on was to investigate the fire response of composite aerostructures and the possibility of hardening the structure itself without the use of extra protective layers that add cost and weight to the overall aircraft and its maintenance. In the end it was concluded that there is the possibility of hardening the fuselage structure by design and by material. Incorporating composites into the structure it is possible to prolong the burnthrough time at least for 4-5 minutes before auto ignition occurs on the inner side of the fuselage. Auto ignition of the inner side fuselage cabin materials is mentioned since in NONE of the burnthrough tests of the CFRP composites and the GLARE samples flame penetration was observed. / Στην παρούσα διατριβή με τίτλο «Ανάλυση της απόκρισης σύνθετων πολυμερών υλικών υπό συνθήκες φωτιάς. Εφαρμογή σε αεροπορικές κατασκευές» πραγματοποιείται εργασία στην αριθμητική προσομοίωση και πειραματική διερεύνηση της συμπεριφοράς αεροπορικών κατασκευών σε συνθήκες φωτιάς. Στην μέχρι τώρα βιβλιογραφία οι διάφοροι έλεγχοι για πιστοποίηση των αεροπορικών υλικών αλλά και των αεροσκαφών στο σύνολό τους αποτελούνταν από εκτενείς πειραματικές δοκιμές σε μεσαία κλίμακα καθώς και σε πλήρους κλίμακας κατασκευές. Οι προδιαγραφές των ελέγχων ορίζονται από την Ομοσπονδιακή Διεύθυνση Αεροπλοΐας των Ηνωμένων Πολιτειών της Αμερικής, Federal Aviation Administration FAA. Όπως γίνεται αντιληπτό πλήρους κλίμακας δοκιμές είναι χρονοβόρες αλλά και οικονομικά ασύμφορες, για τον λόγο αυτό τα τελευταία χρόνια πραγματοποιούνται προσπάθειες από την FAA για καθιέρωση Προτύπων ελέγχου μικρής κλίμακας τα οποία σε συνδυασμό με αριθμητικά μοντέλα θα είναι σε θέση να προβλέπουν την συμπεριφορά των αεροπορικών κατασκευών σε συνθήκες φωτιάς από την φάση του σχεδιασμού τους. Θα εξασφαλίζεται έτσι καλύτερη διαχείριση οικονομικών και υλικών πόρων. Στην βιβλιογραφία ο μεγαλύτερος όγκος αριθμητικής μοντελοποίησης έχει πραγματοποιηθεί στους τομείς της ναυπηγικής και των θαλάσσιων κατασκευών καθώς επίσης και τα τελευταία χρόνια στον τομέα της αστικής δόμησης. Αριθμητική δουλεία πάνω στην συμπεριφορά των αεροπορικών κατασκευών είναι υπερβολικά περιορισμένη και εκεί στοχεύει να συμβάλει η παρούσα διατριβή. Οι αεροπορικές κατασκευές εκτός των περιορισμών και προδιαγραφών που θέτουν οι άλλες εφαρμογές απαιτούν την ελαχιστοποίηση του προστιθέμενου βάρους στην κατασκευή. Διάφοροι τύποι πολυμερών συνθέτων υλικών χρησιμοποιούνται στην βιομηχανία, διακρινόμενα σε θερμοσκληρυνόμενα και θερμοπλαστικά. Αρχικά παρουσιάζονται τα θερμοσκληρυνόμενα ξεκινώντας από τους ευρέως χρησιμοποιούμενους πολυεστέρες και βινυλεστέρες, στις φαινολικές και εποξικές ρητίνες καταλήγοντας στους υψηλής θερμοκρασίας κυανεστέρες. Εν συνεχεία γίνεται αναφορά στα συνήθη χρησιμοποιούμενα θερμοπλαστικά, πολυπροπυλένιο PP, Poly-ether ether-ketone PEEK και polyphenylene Sulphide PPS. Φυσικά δεν παραλείπεται να γίνει σύντομη αναφορά και στις τυπικές διεργασίες θερμικής αποσύνθεσης των προαναφερθέντων πολυμερών. Η συμπεριφορά των σύνθετων πολυμερών υλικών σε συνθήκες φωτιάς περιγράφεται από κάποια χαρακτηριστικά μεγέθη τα οποία χρησιμοποιούνται για την ποιοτική και ποσοτική σύγκριση των διαφόρων υποψήφιων αεροπορικών υλικών. Συγκεκριμένα τα μεγέθη αυτά είναι: Heat Release Rate HRR, Thermal Stability Index TSI, Limited Oxygen Index LOI, Extinction Flammability Index ESI, Time-to-Ignition, Surface Flame Spread, Mass Loss, Smoke Density, Smoke Toxicity. Οι διαδικασίες ελέγχου και τα υπολογιζόμενα μεγέθη γίνονται βάσει διεθνών Προτύπων που κυρίως για τον τομέα της αεροναυπηγικής ορίζονται από την Ομοσπονδιακή Διεύθυνση Αεροπλοΐας FAA. Η αριθμητική προσομοίωση προυποθέτει γνώση της συμπεριφοράς των πολυμερών υλικών σε συνθήκες υψηλής θερμοκρασίας, για τον σκοπό αυτό πραγματοποιήθηκαν πειράματα απώλειας μάζας με χρήση θερμογραβιμετρίας TGA κατά την διάρκεια της οποίας η απώλεια μάζας καθώς και ο ρυθμός αυτής παρακολουθούνται και καταγράφονται σαν συνάρτηση του ρυθμού θέρμανσης. Μέσα από αυτά τα δεδομένα μπορεί να πραγματοποιηθεί εκτίμηση του τρόπου αποσύνθεσης του πολυμερούς. Αρχικά πραγματοποιήθηκε η θεώρηση της μονοβάθμιας αντίδρασης (single-stage reaction) που αποτελεί και την πλέον απλουστευμένη προσέγγιση. Στην θεώρηση αυτή θεωρείται πως η πολυμερής μήτρα περνάει από την «παρθένα» κατάσταση στην απανθρακομένη μέσα σε ένα βήμα. Η περιγραφή της αντίδρασης αυτής γίνεται με μια μονοβάθμια αντίδραση τύπου Arrhenius. Σε δεύτερο βήμα χρησιμοποιήθηκε κινητική θεωρία πολλαπλών σταδίων (multi-stage kinetics) σύμφωνα με την οποία πραγματοποιήθηκε ακριβέστερη προσέγγιση της απόσύνθεσης της πολυμερούς μήτρας των συνθέτων υλικών με απόκλιση μικρότερη του 5% από τα πειραματικά δεδομένα της θερμογραβιμετρείας (thermogravimetry). Και στις δύο προσεγγίσεις της αποσύνθεσης υπολογίσθηκαν οι κινηματικές παράμετροι: συντελεστής συχνότητας A (frequency factor), ενέργεια ενεργοποίησης ΕΑ (activation energy), τάξη αντίδρασης n (reaction order) για κάθε στάδιο. Με την ολοκλήρωση αυτού του σταδίου υπήρχε μια αξιόπιστη δυνατότητα αναπαράστασης της διαδικασίας αποσύνθεσης στο πείραμα της θερμογραβιμετρίας. Είναι γνωστό ότι οι διακυμάνσεις της θερμοκρασίας επηρεάζουν της τιμές των θερμοφυσικών ιδιοτήτων των υλικών. Αναλογιζόμενοι ότι στην διαρκεία της επιβολής της φλόγας στα σύνθετα υλικά όχι μόνο η θερμοκρασία αλλά και η σύσταση μεταβάλλεται συνεχώς λόγω της αποσύνθεσης κρίθηκε αναγκαία η ανάπτυξη μιας μεθοδολογίας που θα συμπεριλαμβάνει την επίδραση της αποσύνθεσης στην μεταβολή των θερμοφυσικικών ιδιοτήτων (θερμική αγωγιμότητα, ειδική θερμοχωρητικότητα και πυκνότητα) της πολυμερούς μήτρας και κατά συνέπεια του συνθέτου υλικού. Οι εξαγόμενες μαθηματικές σχέσεις χρησιμοποιήθηκαν στην αριθμητική προσομοίωση που ακολούθησε. Με σκοπό την ορθή αριθμητική μοντελοποίηση κρίνεται αναγκαία η μέτρηση και βαθμονόμηση του θερμικού φορτίου τον πειραματικών δοκιμών. Το μετρούμενο θερμικό φορτίου χρησιμοποιήθηκε εν συνεχεία ως φόρτιση στα αναπτυχθέντα μοντέλα. Χρησιμοποιήθηκαν δύο πειραματικές διατάξεις εφαρμογής φλόγας, μία μεσαίας κλίμακας σύμφωνα με τις διατάξεις του FAA Standard, που περιγράφεται στο ISO2685:1998(E) “Aircraft – Environmental test procedure for airborne equipment – Resistance to fire in designated fire zones” και μίας εργαστηριακής κλίμακος. Πραγματοποιήθηκε μέτρηση με θερμοζεύγη και καλορίμετρο νερού καθώς και αριθμητική μοντελοποίηση με χρήση CFD για την πρώτη διάταξη. Ενώ για την εργαστηριακής κλίμακας έγινε μέτρηση με θερμοζεύγη και ενός αισθητήρα θερμικού φορτίου «water-cooled Hukseflux Schmit-Boelter SBG01 sensor». Εν συνεχεία πραγματοποιήθηκε η κατασκευή των δοκιμίων των υποψήφιων υλικών καθώς και οι πειραματικές δοκιμές και έλεγχοι τους. Συγκεκριμένα πραγματοποιήθηκε: Θερμιδομετρία κώνου (cone calorimetry), Θερμογραβιμετρία (thermogravimetry), Θερμιδομετρία Διαφορικής Ανίχνευσης (Differencial Scanning Calorimetry, DSC), Μέτρηση Θερμικής αγωγιμώτητας, Δοκιμή διείσδυσης φλόγας (Fire burnthrough penetration). Καθώς ο χαρακτηρισμός της αποσύνθεσης των πολυμερών υλικών, η μεταβολή των θερμοφυσικών ιδιοτήτων, η μέτρηση και βαθμονόμηση του επιβαλλόμενου θερμικού φορτίου καθώς και οι πειραματικές δοκιμές έχουν ολοκληρωθεί ακολουθεί η αριθμητική προσομοίωση. Οι συνοριακές συνθήκες θερμικού φορτίου και ψύξης επιλέχθησαν ως εξής. Ως φόρτιση θεωρήθηκε η κατανομή του θερμικού φορτίου (σε kW/m2) στην εμπρός επιφάνεια του πάνελ. Στην ψύξη της πίσω επιφάνειας λήφθηκε υπόψη τόσο η ελεύθερη μεταφορά θερμότητας με επαφή όσο και η ακτινοβολία. Το μοντέλο της συμπεριφοράς του υλικού διαμορφώθηκε κατάλληλα ώστε να γίνει κατανοητό από τις απαιτήσεις ενός εμπορικού κώδικα Πεπερασμένων Στοιχείων επίλυσης θερμικών προβλημάτων και προσομοιώθηκαν οι πειραματικές δοκιμές διείσδυσης φλόγας των δύο πειραματικών διατάξεων, μεσαίας και εργαστηριακής κλίμακος. Πλέον της αριθμητικής προσομοίωσης της συμπεριφοράς σε φωτιά επίπεδων δοκιμίων αεροπορικών κατασκευών, πραγματοποιήθηκε προσπάθεια απλουστευμένης μοντελοποίησης των συνθηκών φλόγας ενός λιμνάζοντος όγκου καυσίμου αεροσκαφών στο εξωτερικό μιας ατράκτου. Δημιουργήθηκε ένα τρισδιάστατο ρευστομηχανικό μοντέλο πρόβλεψης του θερμικού φορτίου στην επιφάνεια μιας τυπικής ατράκτου σύμφωνα με τις προδιαγραφές γεωμετρίας του Προτύπου “Full-scale test evaluation of Aircraft fuel fire burnthrough resistance improvements” DOT/FAA/AR-98/52,1999. Τα ρευστομηχανικά αποτελέσματα συγκρίθηκαν με δεδομένα βιβλιογραφίας για μεγάλες φλεγόμενες δεξαμενές λιμνάζοντος καυσίμου. Εκτός από την μελέτη της απόκρισης των αεροπορικών κατασκευών σε συνθήκες φλόγας σκοπός της παρούσας εργασίας είναι και η παρουσίαση λύσεων οι οποίες θα έχουν την δυνατότητα της βελτίωσης της συμπεριφοράς των υπαρχουσών δομών καθώς και των μελλοντικών σύνθετων δομών. Ενδεικτικά αναφέρεται η δυνατότητα χρήσης νανοεγκλεισμάτων, και βελτιωμένων μονωτικών υλικών, π.χ. aerogels. Όπως έχει ήδη αναφερθεί οι αεροπορικές κατασκευές θέτουν τον περιορισμό της ελαχιστοποίησης του προστιθέμενου βάρους, για τον λόγο αυτό η ενίσχυση των συνθέτων υλικών θα πρέπει να πραγματοποιηθεί σε επίπεδο υλικού και σχεδιασμού. Πρέπει δηλαδή η ίδια η κατασκευή που είναι ικανή να φέρει τα μηχανικά φορτία να εξασφαλίζει και την πιστοποίηση της FAA για συνθήκες φωτιάς. Συνοψίζοντας, η παρούσα διατριβή πραγματοποιεί μια καινοτόμο, γρήγορη και αρκετά ακριβή προσέγγιση του σημαντικότατου ζητήματος της συμπεριφοράς των πολυμερικών σύνθετων αεροπορικών δομών σε συνθήκες φωτιάς Η πολυπλοκότητα του όλου φαινομένου επέβαλε την πραγματοποίηση παραδοχών και απλουστεύσεων. Καθώς όμως με την αυξανόμενη χρήση των συνθέτων υλικών στις αεροπορικές κατασκευές, ο τομέας της ασφάλειας σε συνθήκες φλόγας είναι συνεχώς αυξανόμενος και απαιτητικός. Για αυτό οι παραδοχές και θεωρήσεις της παρούσας διατριβής μπορούν να βελτιωθούν με χρήση νέων υπολογιστικών μεθόδων και πειραματικών δεδομένων με στόχο την ακόμα ακριβέστερη πρόβλεψη της συμπεριφοράς τον αεροπορικών δομών σε συνθήκες φλόγας.