Diese Arbeit befasst sich mit der sowohl geometrisch als auch materiell nichtlinearen Modellierung dünnwandiger schalenartiger Strukturen aus Kohlefaser-Epoxidharz-Laminaten. Hierfür wird die Finite-Elemente-Methode verwendet. Die geometrische Nichlinearität rührt von dem Wunsch der Flugzeugbauindustrie nach einem neuen Konstruktionskonzept für Rumpfbauteile her, der im Folgenden mit Nachbeul-Design bezeichnet wird. Ein solches Konstruktionskonzept das das Nachbeulverhalten der betrachteten Strukturen einschließt, ist seit vielen Jahren Stand der Technik für metallische Werkstoffe. Leider findet es noch immer keine Anwendung für Faserverbundwerkstoffe, weshalb derartige Strukturen immer noch zu konservativ ausgelegt werden. Allerdings liegt im Nachbeul-Design ein großes Potenzial zur Ausnutzung von Materialreserven, dessen Ausschöpfung zu leichteren und sichereren Flugzeugen führen kann. Um experimentelle Kosten in der Entwurfsphase zu minimieren, werden zuverlässige Simulationswerkzeuge benötigt die das Nachbeulverhalten ausreichend genau zu beschreiben. Die materielle Nichtlinearität ist durch die Notwendigkeit begründet, Schädigungsprozesse in der Entwurfsphase mit zu berücksichtigen. Intralaminare Schädigung kann sich durch Faserbruch, Zwischenfaserbruch oder Schubversagen zwischen Faser und Matrix manifestieren. Interlaminare Schädigung, oder in anderen Worten das Ablösen zweier benachbarter Schichten, wird als Delamination bezeichnet. Basierend auf einer ebenen, schubelastischen und geschichteten Schalenformulierung wird intralaminare Schädigung durch eine schichtweise Versagensanalyse berücksichtigt. Darin werden Spannungs-Festigkeitsbeziehungen für die Bestimmung der Schadensinitiierung herangezogen, während die anschließende materielle Entfestigung durch ein sukzessives sogenanntes ply-discount-Modell beschrieben wird. Ein Kohäsiv-Zonen-Modell findet Verwendung zur Beschreibung interlaminarer Schädigungsinitiierung sowie deren Fortschreitens. Zwei verschiedene Übergangs-Element-Formulierungen werden dazu hergeleitet, in die jeweils zwei unterschiedliche Kohäsivgesetze einfließen. Diese Elemente werden auch als Interface-Elemente bezeichnet. Sowohl das intra- als auch das interlaminare Schädigungsmodell ist abhängig von der Belastungsgeschichte. Das bedeutet dass die Steifigkeitsdegradationen irreversibel sind. Das interlaminare Schädigungsmodell beinhaltet außerdem eine Penalty-Kontaktformulierung um eine Durchdringung der Rissfiächen zu verhindern. Erste Beispiele testen und vergleichen die Effizienz und Genauigkeit der unterschiedlichen Interface-Element-Formulierungen und Kohäsivgesetze. Im Anschluss werden Validierungsbeispiele für das Interface-Modell gezeigt. Abschließend werden die Schichtversagensmodelle sowie das vielversprechendste Delaminationsmodell auf längsversteifte Zylinderschalen unter axialem Druck angewendet.

The present thesis deals with the geometrically and physically nonlinear modeling of thin-walled shell-like structures composed of laminated carbon fiber epoxy composites in the framework of the finite element method. The geometrical nonlinearity is motivated by the intention of the aircraft industry to introduce postbuckling design for composite fuselage parts. Such a design scenario is state of the art for metallic structures for several years, but composite designs are still too conservative. Though there is a great potential in postbuckling design for an improved exploitation of material reserves. The vision is to create lighter and safer aircrafts. In order to minimize the experimental effort in the design phase there is a need for reliable simulation procedures which take into account the postbuckling response. The material nonlinearity sterns from the necessity to include damage scenarios and material degradation in the design phase. Intralaminar damage in composite laminates can occur as fiber fracture, transverse matrix cracking, or fiber matrix shear failure. Interlaminar damage, in other words the debond of two adjacent plies, is called delamination. Based on aplane shear deformable layered shell formulation intralaminar damage is accounted for by a layerwise failure analysis. Herein, stress strength based criteria are employed to predict damage initiation and a ply discount model is applied for successive degradation. A cohesive zone model is utilized for the description of interlaminar damage initiation and growth. Two different interface element formulations are derived of which each includes two different irreversible cohesive laws. Both the intra- and the interlaminar damage models are made history-dependent yielding non-recurring stiffness degradation. The interlaminar damage model furthermore includes a penalty contact formulation avoiding the interpenetration of the crack faces, no matter if the interface is partly damaged or completely broken. First numerical examples are carried out in which the different interface element formulations and the different cohesive laws are tested and compared. Validation examples for the interface model are also performed. Finally both the ply failure models and the most promising interface model are validated by means of longitudinally stiffened panels which are loaded into the deep post-buckling response.