Aircraft fuselage skin panels are joined together by rivets. The initiation and propagation of fatigue cracks in aircraft structures at and around the rivet/skin interface is directly related to residual stress field induced during the riveting process and subsequent service loads. Variations in the manufacturing process, such as applied loading and presence of sealant can influence the induced residual stress field. In previous research, the riveting process has been simulated by a 2D axisymmetric force-controlled analysis. The 2D analysis cannot capture the unsymmetrical residual stress state resulting from process variations. Experimental work has also been limited to observing effects of squeeze force on fatigue crack initiation in the riveted lap joint. In this work, a 3D finite element model of the riveting process that incorporates plasticity and contact between the various surfaces is simulated using ABAQUS finite element code to capture the residual stress state at the rivet/skin interface. The finite element model is implemented to observe the effects of interference, sealant and hole quality on the residual stress state using Implicit and Explicit solvers. Effects of subsequent load transfer are also analyzed with the developed model. A set of controlled lap joint fatigue experiments for the different conditions provides validation to the model.

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Impact tests are performed on two circular circumferential frame segments using a drop tower apparatus. These frames have a nominal radius of 120 inches, a forty-eight - degree included angle, a thin-walled cross section in the shape of the letter J, and are typical of the transverse fuselage frames found in a large transport aircraft. The material is a 2D triaxial braided composite of carbon fiber yarns. Impact speeds of the 91.6 lb drop mass are 23.7 ft/s or less. This speed range is the order of the vertical speed considered in a survivable crash on a runway. Transient response characteristics and failure sequence are compared to nominally identical frames tested quasi-statically in a previous study. The peak load at the first major failure event and the corresponding displacement are larger in impact tests than in the quasi-static tests. However, the fracture sequence in the vicinity of the impact location is similar to what was observed in the static tests. Preliminary transient simulations of the frame impact tests using the LSDyna software were also performed. Using the available composite material failure criteria in the software, reasonable correlation was achieved between the simulation and the tests on the load-displacement plot. The computed strains distributions did not compare as well to the measured strains at the first major failure event. / Master of Science

Vertical drop testing of transport aircraft fuselage sections indicates that the frames play a major role in the process of absorbing the impact energy in the crushing of the substructure below the main passenger deck. Hence, static tests are performed on individual circumferential frames under a radially inward load to assess their progressive failure response and energy absorption characteristics. The test articles in the first series of tests are six-foot diameter, semicircular, I-section frames fabricated from graphite-epoxy unidirectional tape. The test articles in the second series of tests are J-section frames subtending a forty-eight degree circular arc, having an inside radius of 118 inches, a depth of 4.8 inches, and manufactured by resin transfer molding into a 2x2 2D triaxial braided composite preform made of AS4 graphite yarns. Frames of both materials exhibit fractures at the pint of load application and at selected locations around the circumference, but the delamination prevalent in the tape layup frames is not evident in the textile frames. A mathematical model developed to optimize open section curved composite frames for improved energy absorption is used to redesign the I-section frames by resizing the flanges. The test results of the redesigned frames show that the mathematical model predicted the correct sequence and locations of the failure events. However, the mathematical model does not predict the magnitude of the force and displacement at the first major failure event, which maybe due to the fact that delamination is not included in the progressive failure model Tests results from two of the J-section frames are compared with a beam finite element analysis using the computer code ABAQUS. Effective elastic moduli for the textile material are obtained from the computer code TEXCAD. The ABAQUS results correlate reasonably well with the experimental results prior to the first major failure event. / Master of Science

La présence d'un explosif à l’intérieur d’un avion est une menace importante pour l'intégrité de l'aéronef et de ses occupants. Par le passé, des études ont été menées pour étudier la vulnérabilité au souffle de fuselages métalliques, sans que les approches associées aient fait l'objet de démarches scientifiques avancées. De plus, pour les fuselages en matériaux composites des nouvelles flottes (Airbus A350, Boeing 787), très peu d’informations sont disponibles en littérature ouverte. Il est donc nécessaire d’obtenir des informations pour ces nouvelles générations, mais aussi de proposer des approches à la fois scientifiques et performantes en termes de réduction de coût. Réaliser une campagne d’essais riche sur un fuselage en composite à taille réelle n'est possible que pour un nombre limité d’essais et un coût élevé. En effet, suivant l’emplacement de la bombe et sa distance par rapport à la peau ou sa masse, la réponse de la structure varie considérablement avec des scénarii d’endommagement variés. Pour intégrer la multiplicité des scénarii avec un souci de réduction des coûts, ce travail propose l’utilisation de pièces de dimensions et coût limités appelées Evaluateurs Technologiques Multi-instrumentés (ETMI). Comme cela a déjà été fait dans la littérature dans le cas de sollicitations quasi statiques, ces ETMIs prennent part à un dialogue essais/calculs adapté aux structures composites. Ici la zone d'intérêt est une zone de peau comprise entre deux cadres et deux lisses. Des simulations numériques à la fois de la structure de référence et des évaluateurs guident le dimensionnement des ETMIs. Après une présentation de la phase de conception, la fabrication des ETMIs est détaillée, ainsi que l’instrumentation mise en place pour suivre notamment les conditions de polymérisation. Cette instrumentation in situ est mise à profit lors d'essais de souffle sur les ETMIs. Une caractérisation préalable de la sollicitation de souffle est présentée puis une analyse de la réponse structurale de l’ETMI est réalisée. La démarche s'achève par la présentation de l'enrichissement des modèles utilisés initialement dans le dimensionnement à l’aide des résultats des essais. / La présence d'un explosif à l’intérieur d’un avion est une menace importante pour l'intégrité de l'aéronef et de ses occupants. Par le passé, des études ont été menées pour étudier la vulnérabilité au souffle de fuselages métalliques, sans que les approches associées aient fait l'objet de démarches scientifiques avancées. De plus, pour les fuselages en matériaux composites des nouvelles flottes (Airbus A350, Boeing 787), très peu d’informations sont disponibles en littérature ouverte. Il est donc nécessaire d’obtenir des informations pour ces nouvelles générations, mais aussi de proposer des approches à la fois scientifiques et performantes en termes de réduction de coût. Réaliser une campagne d’essais riche sur un fuselage en composite à taille réelle n'est possible que pour un nombre limité d’essais et un coût élevé. En effet, suivant l’emplacement de la bombe et sa distance par rapport à la peau ou sa masse, la réponse de la structure varie considérablement avec des scénarii d’endommagement variés. Pour intégrer la multiplicité des scénarii avec un souci de réduction des coûts, ce travail propose l’utilisation de pièces de dimensions et coût limités appelées Evaluateurs Technologiques Multi-instrumentés (ETMI). Comme cela a déjà été fait dans la littérature dans le cas de sollicitations quasi statiques, ces ETMIs prennent part à un dialogue essais/calculs adapté aux structures composites. Ici la zone d'intérêt est une zone de peau comprise entre deux cadres et deux lisses. Des simulations numériques à la fois de la structure de référence et des évaluateurs guident le dimensionnement des ETMIs. Après une présentation de la phase de conception, la fabrication des ETMIs est détaillée, ainsi que l’instrumentation mise en place pour suivre notamment les conditions de polymérisation. Cette instrumentation in situ est mise à profit lors d'essais de souffle sur les ETMIs. Une caractérisation préalable de la sollicitation de souffle est présentée puis une analyse de la réponse structurale de l’ETMI est réalisée. La démarche s'achève par la présentation de l'enrichissement des modèles utilisés initialement dans le dimensionnement à l’aide des résultats des essais.

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