Comparison of the response of different configurations of aircraft repair patches under static and dynamic loading

Abstract

In the modern era of transportation, air travel has gained a huge pace and still kept increasing. The global demand for air transport is increasing at a rate of 6%, because of population growth and ticket price reductions. Airlines aim at minimizing their operational costs and maximizing aircraft use factor (i.e., make the maximum possible trips with the least turn-around time). Operational costs can be reduced by, for instance, improving the fuel efficiency, reducing the drag acting on aircraft and lowering the maintenance cost. 
 As Aviation structural engineer, better understanding of repair technologies plays an important role in minimizing the operational costs. Namely, a major time consuming process is the maintenance of the aircraft in between flights, to detect early formation of cracks, monitoring crack growth, and fixing the corresponding parts with joints, when necessary. This project is focused on repair technologies of the structural parts in aircraft to regain their strength. In the modern aviation more than 50% of the structure is made of Composites. Composites have many advantages over conventional Aluminium alloys, which have been extensively used since the 1950s. Composites have very high specific strength compared to aluminium alloys, but when they are riveted about 60% of the material strength is lost (the plies of composite are damaged due to the holes made in the structure for riveting, which may fail without any early detection before the scheduled maintenance checks). Riveting of Composite parts is still practiced in the aviation as a quick and temporary fix. To overcome this far-from-optimum, it is necessary to study the methods of repair technologies and compare their behavior under various failure modes especially fatigue. Majority of structural parts fail due to fatigue, which is well known phenomenon in engineering. 
 In this PhD thesis, we present the static and fatigue behavior of repair joints and their response to in-service loading conditions. Static and Fatigue experiments were conducted on metal-metal, metal-composite, composite-composite and composite-metal joint configurations under riveted, adhesive bonded and hybrid joining. Aluminum rivets and araldite adhesive was used in the preparation of specimens. Static and fatigue tests were conducted using a universal testing machine. Later, numerical analysis is performed on the experimentally studied joints using finite element tool ABAQUS. Experimental and numerical results agreed with a maximum margin of 5%. Open source software such as FRANC 2D and FRANC3D were used for fatigue lite prediction and analysis of riveted and adhesive bonded joints. Finally, Autodesk Helius composites tool was used to analyze ply-load distribution, first ply failure with progressive failure analysis and failure envelopes of composite substrate in longitudinal, lateral and through-thickness directions. En la reciente era del transporte, el transporte aéreo ha ido creciendo a un gran ritmo, y lo seguirá haciendo. La demanda global de transporte aéreo está aumentando a una tasa del 6%, como resultado del crecimiento de la población y la reducción de los precios de los pasajes. Las aerolíneas intentan minimizar sus costos operativos y maximizar el factor de uso de sus aeronaves (es decir, tener en vuelo las aeronaves el máximo tiempo posible, con el mínimo tiempo posible en tierra). Los costos operativos pueden reducirse, por ejemplo, mejorando la eficiencia del combustible, reduciendo la resistencia aerodinámica que actúa sobre la aeronave, y reduciendo el costo de mantenimiento. Como ingeniero estructural de aviación, una mejor comprensión de las tecnologías de reparación es esencial para minimizar los costos operativos. Por ejemplo, el mantenimiento de las aeronaves entre vuelos es un proceso que consume mucho tiempo, para poder detectar la formación temprana de grietas, monitorear el crecimiento de grietas, y reparar las partes correspondientes con parches de reparación, si es necesario. Este proyecto se centra en tecnologías de reparación de componentes estructurales de aviones para que recuperen su resistencia. En la industria del transporte aéreo actual, más del 50% de la estructura de los aviones está hecha de materiales compuestos. Los materiales compuestos tienen muchas ventajas si los comparamos con las aleaciones de aluminio convencionales, que se han utilizado ampliamente desde la década de 1950. Los materiales compuestos tienen una resistencia específica muy alta en comparación con las aleaciones de aluminio, pero, cuando se remachan, se pierde aproximadamente el 60% de la resistencia del material (las capas de material compuesto se dañan debido a los agujeros hechos en la estructura para los remaches, y pueden fallar sin dar tiempo a una detección temprana durante las verificaciones de mantenimiento programadas). El remachado de piezas de material compuesto todavía se practica en la industria del transporte aéreo actual como una solución rápida y temporal. Para superar esta práctica que está lejos de ser óptima, es necesario estudiar los diversos métodos incluidos dentro de las tecnologías de reparación, y comparar su comportamiento bajo ciertos modos de carga y fractura, especialmente a fatiga. La mayoría de las piezas estructurales fallan debido a fatiga, un fenómeno bien conocido en ingeniería. En esta tesis doctoral, presentamos el comportamiento estático y a fatiga de parches de reparación y su respuesta a las condiciones de carga en servicio. Se realizaron experimentos con cargas estáticas y de fatiga en parches de reparación con las siguientes configuraciones: metal-metal, metal-composite, composite-composite, y composite-metal, con unión mediante remaches, mediante adhesivo, y unión híbrida (remaches y adhesivo). Para preparar las muestras, se utilizaron remaches de aleación de aluminio y adhesivo Araldite. Los ensayos estáticos y de fatiga se realizaron con una máquina de ensayos universal. Tras ello, se realizó un análisis numérico de las uniones estudiadas utilizando la herramienta de elementos finitos ABAQUS. Los resultados experimentales y numéricos coincidieron con un margen de diferencia máximo del 5%. Además, se utilizó software de código abierto como FRANC2D y FRANC3D para el análisis y predicción de la vida a fatiga de los parches de reparación con uniones remachadas y adhesivas. Finalmente, la herramienta de simulación de composites Autodesk Helius se usó para analizar, en el sustrato de composite, la distribución de la carga en sus diferentes capas, la fractura de la primera capa con análisis de fractura progresiva, y las envolventes de fallo del sustrato en las direcciones longitudinal, lateral, y a través del espesor.