Évaluation en fatigue de structures d'aluminium épaisses réparées à l'aide de matériaux composites

La réparation de structures métalliques à l'aide de matériaux composites est une technologie qui a déjà fait ses preuves autant dans Ie milieu aéronautique civil que militaire. Les réparations en composites collées sont généralement utilisées pour l'amélioration en fatigue, la réparation de fissures, ainsi que pour la réparation de différents types de dommages. Une étape critique dans la conception d'une réparation est la détermination du transfert de charge requis pour retarder l'initiation ou la propagation de fissures. Ceci est habituellement effectue a l'aide de méthodes de prédiction d'initiation ou de propagation de fissures, ou l'on assume une réduction des contraintes égale au transfert de charge calcule. Une fois la conception préliminaire effectuée, un besoin se présente afin d'évaluer plus en détails la vie de la structure réparée. Pour une géométrie complexe, les effets complets de la réparation doivent être inclus dans l'analyse. Afin d'améliorer la précision des prédictions, la méthode d'analyse par éléments finis peut être utilisée pour inclure les effets 3D résultant de l'application d'un composite. L'amélioration des prédictions (en comparaison à la méthode d'analyse traditionnelle) est cependant étroitement reliée a la complexité et au temps nécessaire pour exécuter l'analyse. Une approche classique a été adoptée pour Ie projet de recherche. Une revue de littérature a été effectuée pour se familiariser aux méthodes de prédiction d'initiation et de propagation de fissures, ainsi que pour recueillir des données de test expérimentaux déjà existantes. Des résultats de tests provenant de DERA et de USAF ont été utilisés pour évaluer les logiciels retenus pour Ie projet. Ces logiciels ont été évalués sous plusieurs critères, et une nouvelle méthodologie d'analyse a été proposée. Cette nouvelle méthodologie fournit un bon compromis entre l'exactitude et la complexité de l'analyse effectuée. Un test expérimental de validation a été de plus entrepris en raison du manque de données expérimentales disponibles pour les matériaux et chargement typiques du CF-18. La méthodologie proposée a été évaluée a l'aide des résultats expérimentaux trouvés en phase préliminaire et ceux générés pour Ie projet. Les échantillons de test ont une section centrale de 6.35 mm (0.25 pouce) d'épaisseur et ont été fait d'aluminium (7050-T7451). L'essai a été effectue utilisant un chargement représentatif de l'utilisation des GF-18. Ce projet a été réalisé en collaboration avec Ie Département de la Défense Nationale, Martec Limitée, ainsi que l'Université de Sherbrooke.Abstract: The composite repair of metallic aircraft structures is a proven technology used in many repair applications on both military and commercial aircraft. Composite bonded repairs to metallic aircraft structures are generally used for fatigue enhancement, crack patching, as well as in different kinds of damage repairs. A classical research approach has been adopted for the project. A literature review has been conducted to become acquainted with the crack initiation and crack growth prediction methods in composite bonded repair situations and to gather experimental data for validation purposes. Test data generated by DERA and the USAF has been used to evaluate crack growth and crack initiation analysis tools. Both classical and FEA based fatigue analysis have been evaluated for accuracy. From the evaluation, a list of deficiencies has been developed, and a new methodology proposed to improve the fatigue life prediction for thick cracked aluminum structures. The new methodology provides a good compromise between accuracy and complexity in the analysis of bonded repair designs. A new set of data was generated, due to the lack of experimental crack growth data available for typical CF18 materials and spectrum loading. The proposed methodology has been evaluated against existing and new test data generated for the project. The designed test coupons had a centre section of 6.35 mm (0.25 inch) of thickness and were made of 7050-T7451 Aluminum. Coupon testing was realized using spectrum loading representative of CF-18 usage. This project has been realized in collaboration with the Canadian Department of National Defence (DND), Martec Limited and the Université de Sherbrooke"--Résumé abrégé par UM