Pull-through failure of bolted composite joints

The design and certification of composite aircraft structures requires extensive and costly testing of bolted joints since no robust predictive tools are available. The majority of investigations in this field focus on the shear loading of bolted carbon fibre-reinforced polymer matrix composites while studies on the behaviour of pull-through are limited. Thus, this work presents an extensive investigation of the factors affecting bolted composite panels subjected to out-of-plane loading with the objective to develop a semi-empirical predictive model. First, an experimental investigation is presented where the influence of fastener size and laminate thickness was systematically studied. The effect of the laminate layup and fastener clamping torque was also examined. Specimens manufactured from out-of-autoclave carbon-epoxy prepregs were transversely loaded in an electromechanical testing machine. The load-displacement response was measured and the failure mechanisms were examined by optical microscopy. Relatively thick specimens were used to ensure that the head depth of the countersink fasteners did not exceed seventy percent of the laminate thickness. Second, numerical analysis was conducted to predict joint failure by using a simplified axisymmetric 3-D finite element approach. Contact elements were used under the region of the fastener head and the failure was predicted using the maximum principal strain criterion. The experimental results showed that failures were dominated by inter-ply delamination and through-thickness shear failure of the laminate. A conical damage zone was found under the fastener head with damage radially dispersed from the fastener hole. The opening angles of the cones varied with the fastener head geometry. The load-displacement behaviour was affected by the fastener type. The finite element analysis showed that a concentrated shear stress area under the fastener head caused the cone damage initiation. Maximum fibre direction stresses and out-of-plane shear were both found near the fastener hole on the opposite side of the loading face. Transverse deformation and inter-laminar shear caused the final failure in the form of inter-ply delamination. The numerical analysis also indicated that the pull-through load resistance was more sensitive to the contact area under the fastener head and the head geometry than to the fastener shank size. Finally, a semi-empirical equation for the prediction of the pull-through resistance that includes the joint characteristic factors was developed.La conception et la certification des structures aéronautiques en matériaux composites avec assemblages boulonnés nécessitent un important programme de tests très coûteux car il n'existe pas d'outils de prédiction robuste de la rupture des joints boulonnés. La majorité des études dans ce domaine portent sur la résistance en cisaillement des boulons alors que les études sur le comportement hors plan des assemblages boulonnés sont très limitées. Ainsi, cette thèse présente une étude approfondie des facteurs affectant les assemblages boulonnés en matériau composite soumis à des charges hors plan avec l'objectif de développer un modèle semi-empirique de la charge de rupture du joint. Premièrement, une étude expérimentale est présentée où l'influence du diamètre du boulon et de l'épaisseur du laminé est menée de façon systématique. L'effet de la configuration du laminé et du couple de serrage a aussi été étudié. Des échantillons fabriqués hors-autoclave composés de fibres de carbone pré-imprégnées d'une matrice époxy ont été chargés transversalement dans la machine d'essai électromécanique. La courbe force–déplacement a été mesurée et les mécanismes de rupture ont été examinés par microscope optique. Des échantillons relativement épais ont été utilisés pour s'assurer que l'épaisseur de la tête du boulon n'excède pas soixante-dix pourcent de l'épaisseur du laminé. Deuxièmement, des simulations numériques par la méthode des éléments finis ont été effectuées afin de prédire la rupture de l'assemblage en utilisant un modèle 3-D axisymétrique simplifié. Des éléments de contact ont été utilisés sous la région de la tête de vis et la rupture a été prédite en utilisant le critère de déformation principale maximale. Les résultats expérimentaux ont montré que les mécanismes de rupture comportent un délaminage inter-pli et un cisaillement à travers l'épaisseur du laminé. Une zone d'endommagement conique a été observée sous la tête du boulon avec des fissures réparties radialement autour du trou. Les angles d'ouverture des cônes varient selon la géométrie de la tête de vis. Le comportement charge-déplacement variait en fonction du type de boulon. L'analyse par éléments finis a démontré qu'une concentration de contraintes de cisaillement située sous la tête du boulon causait l'initiation des dommages conique. Les contraintes de tension maximale et de cisaillement hors-plan ont été observées près du trou, du côté opposé de la charge. La déformation transversale et le cisaillement inter-laminaire causent la rupture finale sous forme de délaminage inter-pli. Le modèle numérique indique également que la résistance au chargement hors plan est plus sensible à la région de contact sous la tête du boulon et sa géométrie. Finalement, une équation semi-empirique pour prédire la résistance hors plan des joints boulonnés a été développée