The current dissertation, titled “Fire Response of Composite aerostructures” deals with acrucial 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 anexternal liquid jet-fuel pool fire. Other fire issues that “bother” the aeronautics industry arethe fire spread inside the cabin, smoke generation and toxicity of the fumes, but these are nothandled in the current dissertation.Aircraft structures are designed to withstand various loading scenarios during theiroperational life. These loading scenarios are associated to a great extent with normal aircraftoperation (flight manoeuvres, take-off and landing). However there are situations where theaircraft structures are required to assure the safety of the passengers and crew. In the case ofan emergency crash landing, the threat of an external jet-fuel fire always exists. Consideringthat the aircraft structure survives the impact, the survivability of the passengers and crewonboard the aircraft depends solely on the fire resistance of the aircraft structure. A measureof the fire resistance of an aircraft structure is the time needed for the flames to penetrate thefuselage and spread inside the cabin, the so-called, burn-through time.So far, the aircraft fire resistance has been extensively studied by conducting lab, mediumand full scale tests. The early lab scale tests were performed by the Federal AviationAdministration (FAA) and involved the Bunsen-burner flammability test of coupons fordeveloping fire safe interior materials. As the application of polymer materials on aircraftskept increasing, the problem of fire burn-through due to external fire emerged. Marker wasone of the first to perform full-scale fuselage burn-through tests to access the insulatingperformance of materials. Also a statistical analysis was performed by Cherry and Warrenthat accessed and analyzed data from past accidents and their work resulted in proving theimportance of fuselage fire hardening and the passengers’ lives that could be saved using lowcostsolutions. These works led the FAA to proposed new fire testing procedures for aircraftmaterials.The scope of this dissertation was to assess the performance of various structural materialsin a pool-fire scenario. A simplified approach is made, approximating the pool-fire conditionswith 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 multistageapproach in order to investigate the behaviour and response of composite aircraft structures inthe possibility of a fire event. The current approach goes down on material level in order toinvestigate and model the deterioration (decomposition) of the polymer composite. Thus, itinvestigates and proposes a methodology of how the thermophysical properties of thecomposite are deteriorated due to the fire event. It proceeds into developing a progressivedamagematerial model (material properties varying with the deterioration degree) and finallyimplementing this custom material model into a commercial FE package and solving theloading scenarios.Being more specific the current work begins with a quick review of the literature whereincidents and work done on the burnthrough event for the past 20-30 years are summarized. Itprogresses then to presenting the various types of polymers used in the aircraft industry andtheir basic decomposition mechanisms, from the unsaturated polyesters to the epoxies andphenolics 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 oxygenindex, flammability index, time-to-ignition, surface flame spread, mass loss, smoke densityand smoke toxicity.Following is the backbone of this dissertation, the kinetics modelling. Two approaches aremade, one simplified using single stage kinetics where the decomposition degree a iscalculated based on the Arrhenius reaction theory and using the kinetic triplets (kineticparameters) extracted from thermogravimetry, TGA, data using the Friedman multi-curvemethod. The second approach is more complicated and considers multi-stage decompositionof the polymer composite. Specifically a 3-stage reaction network is considered for everymaterial, the LY-Ref, and the two modified batches, one with ammonium polyphosphateAP423 and the other both with AP423 and multi-wall carbon nanotubes MWCNT. Again thekinetic parameters, activation energy EA, frequency factor A, and reaction order n, areextracted for every step using the van Krevelen methodology. In the end using the reactionrates 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 thethermophysical properties of the materials are proposed. Those expressions are beingdeveloped 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 fireload. Again two fire load approaches are used, one according to the ISO2685 Standard wherea propane burner was manufactured and calibrated according to the Standard for mediumscale samples testing and a lab scale butane burner for small samples. The ISO2685 burnerwas also CFD simulated and the models calibrated against analytical expressions, ISOrequirements and real measurements. The CFD simulations were performed so the heat fluxor heat transfer coefficient to be extracted and used as input for the later thermal FEburnthrough models. The heat flux distribution of the lab-scale AML burner on the specimensurface was measured via a water cooled Schmit-Boelter SBG01 heat flux sensormanufactured by Hukseflux.Manufacturing and material details are presented concerning the samples used for everytest campaign. Metallic (AL2024-T3) samples, CFRP neat and modified, and hybrid GLAREones where manufactured. Also the experimental work performed is described. Conecalorimetry testing data are available, results from thermogravimetry tests, differentialscanning calorimetry, and finally the burnthrough tests with both the testing apparatuses, theISO2685 one and the AML lab-scale burner.The modelling work in this dissertation involved thermal models that were developed intoa commercial FE package. It was not part of this work to develop a thermal solver so acommercial one was selected and all the developed methodology was adapted to itsrequirements and specifications. The boundary conditions on the models are presented bothfor the ‘hot’ front surface and the rear ‘cooling’ one. For the ‘hot’ one the heat fluxdistribution is used and for the ‘cooling’ one an equivalent convection is applied that accountsfor both convective and radiative cooling. The decomposing material model is implementedinto to FE solver via user defined subroutines for the single stage kinetics and the multi-stageapproach. Finally the simulations were run and the results and models were compared againstthe available experimental results.Since so far the burnthrough response of aerostructures was limited to coupon, samplesand medium size flat panels. A more realistic approach was performed by developing amathematical model of a real size test. The certification tests conducted by the FAA are forfull size fuselage sectors under the fire load of a burning jet-fuel pan pool-fire. A burning jetfuelpool fire is a complex phenomenon on its own, combining it with a decomposingfuselage structure make the modeling approach even more difficult to simulate if notimpossible. 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 maincharacteristic 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 tothe fuselage even more of a challenge to model, it was decided to try and tackle this full-scaleapproach by a simplified the modeling approach. Instead of liquid fuel combustion, an equalhot air stream with mass flow, velocity and temperature properties extracted from literaturecorrelation data was performed.Conclusively, in terms of completeness the benefit analysis performed by Cherry andWarren is presented in brief. The objective of their analysis was to assess the potentialbenefits, in terms of reduction of fatalities and injuries, resulting from improvements infuselage burnthrough resistance to ground pool fires. Fire hardening of fuselages will providebenefits in terms of enhanced occupant survival and may be found to be cost beneficial if lowcostsolutions can be found. The maximum number of lives saved per year in worldwidetransport aircraft accidents, over the period covered by the data, if hardening measures wereapplied, was assessed to be 12.5 for the aircraft in its actual configuration (when the accidentsoccurred) and 10.5 for the aircraft configured to later airworthiness requirements.These figures are completely significant and give an extra confirmation that this work oninvestigating the fire response of composite aerostructures is on the right track. As the workof Cherry and Warren concluded, the fire hardening measures in order to be applicable needto be cost efficient. The concept under which this whole dissertation stepped on was toinvestigate the fire response of composite aerostructures and the possibility of hardening thestructure itself without the use of extra protective layers that add cost and weight to theoverall aircraft and its maintenance. In the end it was concluded that there is the possibility ofhardening the fuselage structure by design and by material. Incorporating composites into thestructure it is possible to prolong the burnthrough time at least for 4-5 minutes before autoignition occurs on the inner side of the fuselage. Auto ignition of the inner side fuselage cabinmaterials is mentioned since in NONE of the burnthrough tests of the CFRP composites andthe GLARE samples flame penetration was observed.
Στην παρούσα διατριβή με τίτλο «Ανάλυση της απόκρισης σύνθετων πολυμερώνυλικών υπό συνθήκες φωτιάς. Εφαρμογή σε αεροπορικές κατασκευές»πραγματοποιείται εργασία στην αριθμητική προσομοίωση και πειραματικήδιερεύνηση της συμπεριφοράς αεροπορικών κατασκευών σε συνθήκες φωτιάς. Στηνμέχρι τώρα βιβλιογραφία οι διάφοροι έλεγχοι για πιστοποίηση των αεροπορικώνυλικών αλλά και των αεροσκαφών στο σύνολό τους αποτελούνταν από εκτενείςπειραματικές δοκιμές σε μεσαία κλίμακα καθώς και σε πλήρους κλίμακαςκατασκευές. Οι προδιαγραφές των ελέγχων ορίζονται από την ΟμοσπονδιακήΔιεύθυνση Αεροπλοΐας των Ηνωμένων Πολιτειών της Αμερικής, Federal AviationAdministration FAA. Όπως γίνεται αντιληπτό πλήρους κλίμακας δοκιμές είναιχρονοβόρες αλλά και οικονομικά ασύμφορες, για τον λόγο αυτό τα τελευταία χρόνιαπραγματοποιούνται προσπάθειες από την FAA για καθιέρωση Προτύπων ελέγχουμικρής κλίμακας τα οποία σε συνδυασμό με αριθμητικά μοντέλα θα είναι σε θέση ναπροβλέπουν την συμπεριφορά των αεροπορικών κατασκευών σε συνθήκες φωτιάςαπό την φάση του σχεδιασμού τους. Θα εξασφαλίζεται έτσι καλύτερη διαχείρισηοικονομικών και υλικών πόρων. Στην βιβλιογραφία ο μεγαλύτερος όγκοςαριθμητικής μοντελοποίησης έχει πραγματοποιηθεί στους τομείς της ναυπηγικής καιτων θαλάσσιων κατασκευών καθώς επίσης και τα τελευταία χρόνια στον τομέα τηςαστικής δόμησης. Αριθμητική δουλεία πάνω στην συμπεριφορά των αεροπορικώνκατασκευών είναι υπερβολικά περιορισμένη και εκεί στοχεύει να συμβάλει ηπαρούσα διατριβή. Οι αεροπορικές κατασκευές εκτός των περιορισμών καιπροδιαγραφών που θέτουν οι άλλες εφαρμογές απαιτούν την ελαχιστοποίηση τουπροστιθέμενου βάρους στην κατασκευή.Διάφοροι τύποι πολυμερών συνθέτων υλικών χρησιμοποιούνται στην βιομηχανία,διακρινόμενα σε θερμοσκληρυνόμενα και θερμοπλαστικά. Αρχικά παρουσιάζονται ταθερμοσκληρυνόμενα ξεκινώντας από τους ευρέως χρησιμοποιούμενους πολυεστέρεςκαι βινυλεστέρες, στις φαινολικές και εποξικές ρητίνες καταλήγοντας στους υψηλήςθερμοκρασίας κυανεστέρες. Εν συνεχεία γίνεται αναφορά στα συνήθηχρησιμοποιούμενα θερμοπλαστικά, πολυπροπυλένιο PP, Poly-ether ether-ketonePEEK και polyphenylene Sulphide PPS. Φυσικά δεν παραλείπεται να γίνει σύντομηαναφορά και στις τυπικές διεργασίες θερμικής αποσύνθεσης των προαναφερθέντωνπολυμερών.Η συμπεριφορά των σύνθετων πολυμερών υλικών σε συνθήκες φωτιάςπεριγράφεται από κάποια χαρακτηριστικά μεγέθη τα οποία χρησιμοποιούνται για τηνποιοτική και ποσοτική σύγκριση των διαφόρων υποψήφιων αεροπορικών υλικών.Συγκεκριμένα τα μεγέθη αυτά είναι: Heat Release Rate HRR, Thermal Stability IndexTSI, Limited Oxygen Index LOI, Extinction Flammability Index ESI, Time-toIgnition,Surface Flame Spread, Mass Loss, Smoke Density, Smoke Toxicity. Οιδιαδικασίες ελέγχου και τα υπολογιζόμενα μεγέθη γίνονται βάσει διεθνών Προτύπωνπου κυρίως για τον τομέα της αεροναυπηγικής ορίζονται από την ΟμοσπονδιακήΔιεύθυνση Αεροπλοΐας FAA. Η αριθμητική προσομοίωση προϋποθέτει γνώση της συμπεριφοράς τωνπολυμερών υλικών σε συνθήκες υψηλής θερμοκρασίας, για τον σκοπό αυτόπραγματοποιήθηκαν πειράματα απώλειας μάζας με χρήση θερμογραβιμετρίας TGAκατά την διάρκεια της οποίας η απώλεια μάζας καθώς και ο ρυθμός αυτήςπαρακολουθούνται και καταγράφονται σαν συνάρτηση του ρυθμού θέρμανσης. Μέσααπό αυτά τα δεδομένα μπορεί να πραγματοποιηθεί εκτίμηση του τρόπουαποσύνθεσης του πολυμερούς. Αρχικά πραγματοποιήθηκε η θεώρηση τηςμονοβάθμιας αντίδρασης (single-stage reaction) που αποτελεί και την πλέοναπλουστευμένη προσέγγιση. Στην θεώρηση αυτή θεωρείται πως η πολυμερής μήτραπερνάει από την «παρθένα» κατάσταση στην απανθρακομένη μέσα σε ένα βήμα. Ηπεριγραφή της αντίδρασης αυτής γίνεται με μια μονοβάθμια αντίδραση τύπουArrhenius.Σε δεύτερο βήμα χρησιμοποιήθηκε κινητική θεωρία πολλαπλών σταδίων (multistagekinetics) σύμφωνα με την οποία πραγματοποιήθηκε ακριβέστερη προσέγγισητης απόσύνθεσης της πολυμερούς μήτρας των συνθέτων υλικών με απόκλισημικρότερη του 5% από τα πειραματικά δεδομένα της θερμογραβιμετρείας(thermogravimetry). Και στις δύο προσεγγίσεις της αποσύνθεσης υπολογίσθηκαν οικινηματικές παράμετροι: συντελεστής συχνότητας A (frequency factor), ενέργειαενεργοποίησης ΕΑ (activation energy), τάξη αντίδρασης n (reaction order) για κάθεστάδιο. Με την ολοκλήρωση αυτού του σταδίου υπήρχε μια αξιόπιστη δυνατότητααναπαράστασης της διαδικασίας αποσύνθεσης στο πείραμα της θερμογραβιμετρίας.Είναι γνωστό ότι οι διακυμάνσεις της θερμοκρασίας επηρεάζουν της τιμές τωνθερμοφυσικών ιδιοτήτων των υλικών. Αναλογιζόμενοι ότι στην διαρκεία τηςεπιβολής της φλόγας στα σύνθετα υλικά όχι μόνο η θερμοκρασία αλλά και η σύστασημεταβάλλεται συνεχώς λόγω της αποσύνθεσης κρίθηκε αναγκαία η ανάπτυξη μιαςμεθοδολογίας που θα συμπεριλαμβάνει την επίδραση της αποσύνθεσης στηνμεταβολή των θερμοφυσικικών ιδιοτήτων (θερμική αγωγιμότητα, ειδικήθερμοχωρητικότητα και πυκνότητα) της πολυμερούς μήτρας και κατά συνέπεια τουσυνθέτου υλικού. Οι εξαγόμενες μαθηματικές σχέσεις χρησιμοποιήθηκαν στηναριθμητική προσομοίωση που ακολούθησε.Με σκοπό την ορθή αριθμητική μοντελοποίηση κρίνεται αναγκαία η μέτρηση καιβαθμονόμηση του θερμικού φορτίου τον πειραματικών δοκιμών. Το μετρούμενοθερμικό φορτίου χρησιμοποιήθηκε εν συνεχεία ως φόρτιση στα αναπτυχθένταμοντέλα. Χρησιμοποιήθηκαν δύο πειραματικές διατάξεις εφαρμογής φλόγας, μίαμεσαίας κλίμακας σύμφωνα με τις διατάξεις του FAA Standard, που περιγράφεταιστο ISO2685:1998(E) “Aircraft – Environmental test procedure for airborneequipment – Resistance to fire in designated fire zones” και μίας εργαστηριακήςκλίμακος. Πραγματοποιήθηκε μέτρηση με θερμοζεύγη και καλορίμετρο νερού καθώςκαι αριθμητική μοντελοποίηση με χρήση CFD για την πρώτη διάταξη. Ενώ για τηνεργαστηριακής κλίμακας έγινε μέτρηση με θερμοζεύγη και ενός αισθητήρα θερμικούφορτίου «water-cooled Hukseflux Schmit-Boelter SBG01 sensor».Εν συνεχεία πραγματοποιήθηκε η κατασκευή των δοκιμίων των υποψήφιωνυλικών καθώς και οι πειραματικές δοκιμές και έλεγχοι τους. Συγκεκριμέναπραγματοποιήθηκε: 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 μεταβολήτων θερμοφυσικών ιδιοτήτων, η μέτρηση και βαθμονόμηση του επιβαλλόμενουθερμικού φορτίου καθώς και οι πειραματικές δοκιμές έχουν ολοκληρωθεί ακολουθείη αριθμητική προσομοίωση. Οι συνοριακές συνθήκες θερμικού φορτίου και ψύξηςεπιλέχθησαν ως εξής. Ως φόρτιση θεωρήθηκε η κατανομή του θερμικού φορτίου (σεkW/m2) στην εμπρός επιφάνεια του πάνελ. Στην ψύξη της πίσω επιφάνειας λήφθηκευπόψη τόσο η ελεύθερη μεταφορά θερμότητας με επαφή όσο και η ακτινοβολία. Τομοντέλο της συμπεριφοράς του υλικού διαμορφώθηκε κατάλληλα ώστε να γίνεικατανοητό από τις απαιτήσεις ενός εμπορικού κώδικα Πεπερασμένων Στοιχείωνεπίλυσης θερμικών προβλημάτων και προσομοιώθηκαν οι πειραματικές δοκιμέςδιείσδυσης φλόγας των δύο πειραματικών διατάξεων, μεσαίας και εργαστηριακήςκλίμακος.Πλέον της αριθμητικής προσομοίωσης της συμπεριφοράς σε φωτιά επίπεδωνδοκιμίων αεροπορικών κατασκευών, πραγματοποιήθηκε προσπάθεια απλουστευμένηςμοντελοποίησης των συνθηκών φλόγας ενός λιμνάζοντος όγκου καυσίμουαεροσκαφών στο εξωτερικό μιας ατράκτου. Δημιουργήθηκε ένα τρισδιάστατορευστομηχανικό μοντέλο πρόβλεψης του θερμικού φορτίου στην επιφάνεια μιαςτυπικής ατράκτου σύμφωνα με τις προδιαγραφές γεωμετρίας του Προτύπου “Fullscaletest evaluation of Aircraft fuel fire burnthrough resistance improvements”DOT/FAA/AR-98/52,1999. Τα ρευστομηχανικά αποτελέσματα συγκρίθηκαν μεδεδομένα βιβλιογραφίας για μεγάλες φλεγόμενες δεξαμενές λιμνάζοντος καυσίμου.Εκτός από την μελέτη της απόκρισης των αεροπορικών κατασκευών σε συνθήκεςφλόγας σκοπός της παρούσας εργασίας είναι και η παρουσίαση λύσεων οι οποίες θαέχουν την δυνατότητα της βελτίωσης της συμπεριφοράς των υπαρχουσών δομώνκαθώς και των μελλοντικών σύνθετων δομών. Ενδεικτικά αναφέρεται η δυνατότηταχρήσης νανοεγκλεισμάτων, και βελτιωμένων μονωτικών υλικών, π.χ. aerogels. Όπωςέχει ήδη αναφερθεί οι αεροπορικές κατασκευές θέτουν τον περιορισμό τηςελαχιστοποίησης του προστιθέμενου βάρους, για τον λόγο αυτό η ενίσχυση τωνσυνθέτων υλικών θα πρέπει να πραγματοποιηθεί σε επίπεδο υλικού και σχεδιασμού.Πρέπει δηλαδή η ίδια η κατασκευή που είναι ικανή να φέρει τα μηχανικά φορτία ναεξασφαλίζει και την πιστοποίηση της FAA για συνθήκες φωτιάς.Συνοψίζοντας, η παρούσα διατριβή πραγματοποιεί μια καινοτόμο, γρήγορη καιαρκετά ακριβή προσέγγιση του σημαντικότατου ζητήματος της συμπεριφοράς τωνπολυμερικών σύνθετων αεροπορικών δομών σε συνθήκες φωτιάς Η πολυπλοκότητατου όλου φαινομένου επέβαλε την πραγματοποίηση παραδοχών και απλουστεύσεων.Καθώς όμως με την αυξανόμενη χρήση των συνθέτων υλικών στις αεροπορικέςκατασκευές, ο τομέας της ασφάλειας σε συνθήκες φλόγας είναι συνεχώς αυξανόμενοςκαι απαιτητικός. Για αυτό οι παραδοχές και θεωρήσεις της παρούσας διατριβήςμπορούν να βελτιωθούν με χρήση νέων υπολογιστικών μεθόδων και πειραματικώνδεδομένων με στόχο την ακόμα ακριβέστερη πρόβλεψη της συμπεριφοράς τοναεροπορικών δομών σε συνθήκες φλόγας.
