Research Project Overviews  

Federal Aviation Administration Joint Advanced Materials and Structures (JAMS) CoE & Materials & Structures Branch 

Technical Review Meeting Hosted by CECAM 

May 24 – May 26, 2005 

 Table of Contents 

Presentation Day                  Pages  Tuesday, May 24, 2005 …………………………………………………………….2‐20  Wednesday, May 25, 2005 ……………………………………………………….21‐64  Thursday, May 26, 2005 ………………………………………………………….65‐77 

                  

2

 Tuesday, May 24, 2005 

 Structural Health Monitoring for Life Management of Aircraft  Principle Investigator(s):  J. D. Achenbach, S. Krishnaswamy, and I. M. Daniel  Background Research and development  is proposed  for structural health monitoring of aircraft components made  of  composite materials,  specifically,  graphite‐epoxy  laminates.   The  proposed work  has three primary components:  (1) investigate the evolution of fatigue damage and select a damage parameter; (2) select and employ suitable sensor technology to monitor fatigue damage; and (3) use the measured damage parameters in probabilistic failure analysis.  The failure sequence in composite laminates consists of matrix cracking, local delaminations, and, finally, fiber breakage.  In combination with the experimental work, appropriate modeling will be used  to  define  an  appropriate  damage  parameter  and  a  scalar  damage  function.    Sensor technology suitable  for permanent  installation  in or on composite components will provide  the selected damage parameter as a function of the number of fatigue cycles.  The measured damage, the  probability  of  detection,  the  stress  level  and  the  damage  growth  characteristics  will  be incorporated  in  the probabilistic damage model,  to  calculate  the probability of  critical damage accumulation.    This is a proposal for an initiation project that is expected to lead to a full‐fledged application of structural health monitoring of composite aircraft components.  At Northwestern University we  have  significant  experience with work  related  to  the  SHM  of metal aircraft structures, including damage detection of a measurable damage parameter and the use  of  this  parameter  for  growth  prediction  by  a  probabilistic  fatigue  damage  procedure (Achenbach  and Krishnaswamy),  and with  the  study  of  degradation mechanisms  and  failure modes  and  their  detection  in  advanced  composites  (Daniel).    The  proposed work will  bring together  the  experience  gained  in  these  two  areas  for  the  development  of  structural  health monitoring of composite aircraft structures.    Based  on  the  experience  of  the  present  investigators,  existing  problems  are  expected  to  be surmountable  for  composite  structures.    The  experience  gained with metal  structures will  be invaluable  in  the  proposed  developments  for  composite  structures.    The  main  differences between  the  two developments  are  the  character  of  failure mechanisms  and  the placement  of sensors, primarily on the surface for metal structures and possibly embedded for composites.  This proposal will,  therefore,  be  concerned with  the  following points  of  the  request  for work stated in the Solicitation:  Objectives • Study and develop understanding of material degradation mechanisms and failure modes; • Study and develop onboard sensing technologies; 

3

• Study and develop sensor optimization and integration; • Study and develop material prognostics; • Validate  and  demonstrate  health  monitoring  instrumentation  and  life  extension 

methodologies; • Train  the workforce on health monitoring  instrumentation.   This will be done by our Senior 

Research  Engineer,  Igor  Komsky,  who  has  extensive  experience  in  dealing  with  aircraft maintenance personnel. 

Specifically,  this  is  a proposal  for  a  relatively  small  initiation project  that  should be  seen  as  a precursor for a full‐fledged project who’s “GRAND PLAN” has the following components: 

• permanently installed microsensors • continuous monitoring in real time with known POD • wireless transmission to a central station • instantaneous interpretation of sensor data • detection of unacceptable material damage at critical high‐stress locations • monitoring of evolution of material damage into critical size • growth prediction by a probabilistic fatigue damage procedure • adjustments for the actual damage state at prescribed intervals • probabilistic forecast of lifetime. 

 Technical Approach An intelligent health monitoring network should include a network of sensors to monitor several critical  parameters  that  affect  structural  integrity.    The  sensors  will  need  to  function  in  an autonomous  fashion  and  conform  to  stringent  restrictions  of  size,  weight,  and  power consumption.   It is also desirable that the sensors be integrated with wireless telemetry for data uplink  to  a  central  processing  unit. Where  possible,  the  sensors  should  be  either  passive,  or powered remotely. A significant amount of work has been done  in  industry, national  labs, and universities  in  the area of  smart  structural health monitoring  systems.   This work  includes  the use of  fiber optic sensors, remote monitoring of electrical continuity of thin crack wires, embedded microsensors, embedded  piezoelectric  sensors,  and  wireless  condition  monitoring  systems.    The  principal investigators  are  familiar with  and  have  contributed  to  this  body  of  earlier work  [1‐4].    The proposed work builds on these earlier efforts, and has three components: 

1. Sensor Technology and Measurement Techniques 2. Monitoring of Evolution of Fatigue Damage  in Composites and Selection of a Damage 

Parameter 3. Use of the Damage Parameter in Probabilistic Failure Analysis 

 Sensor Technology and Measurement Techniques Sensor development: In this work, we propose to explore the use of microsensors and fiber‐optic sensors for structural health monitoring of aircraft components. Microsensors are typically solid‐state devices built on  inexpensive silicon chips, or “coupons.” These sensors can be distributed over  critical  regions of  a  structure.   Such  a  coupon may  contain  a variety of microsensors  for detection  and  cross‐configuration  of multiple defect  signatures. The microsensors  that will  be investigated  in  this work  include: wireless SAW sensors, and MEMS‐based accelerometers and acoustic  emission  sensors.   Wireless  SAW  sensors  can  be  configured  as  temperature  sensors, strain  sensor,  and with  appropriate modification, as  flaw‐sizing  sensors  and acoustic  emission sensors.   Fiber‐optic sensors that will be considered include Bragg‐grating sensors for ultrasound and  acoustic  emission monitoring.    The  emphasis  in  this work will  be  on  identifying  useful 

4

applications of such microsensors for condition monitoring of aircraft components, and to select appropriate sensors and systems of sensors for both in‐flight and maintenance facility condition monitoring.   A  significant  part  of  the  project  will  be  concerned  with  testing  of  sensors  for  detection  of microscopic damage and quantification of damage and fatigue cracks that evolve out of damaged zones.    Acoustic  emission  sensors will  be  used  to  passively monitor  damage  formation  and fatigue  crack  initiation  and growth. These  sensors will be  complemented by  SAW  sensors  for active  interrogation  of  the  damaged  zone  for  quantitative measurement  purposes.    Figure  1 shows a typical configuration of SAW sensors for sizing of damage and surface breaking cracks.  Both SAW sensor arrays can serve as generators and receivers, and  the sensor response can be tailored to be sensitive to the flaw size.         Figure 1: SAW sensors for flaw sizing  Placement  of  sensors: A  related  issue  that  needs  to  be  addressed  is  the  determination  of  the optimal location for placement of sensors.  Sensors can be placed on the exterior of structures, or for  composites,  they  can  be  embedded.  Sensors  should  be  distributed  at  structurally  critical locations and optimized for sufficient sensitivity to monitor incipient failure.  For this, the critical areas of flaw initiation need to be identified, and appropriate acoustic emission and SAW sensors should  be  installed  in  such  locations.    At  the  same  time,  it  is  essential  that  sensors  do  not adversely affect structural integrity.    Interpretation  of  sensor  data.   Measurements must  be  interpreted  correctly  and  accurately  to characterize damage  in complex structures.     Sensor data obtained will be used as  input  to  the probabilistic failure models discussed in section 6.  Monitoring of Evolution of Fatigue Damage in Composites and Selection of a  Damage Parameter   The objective of  this  task  is  to  characterize  and monitor  the damage mechanisms  and damage evolution in composite laminates and select a damage parameter relevant to the fatigue life of the part.   Under quasi‐static loading the failure sequence in composite laminates consists of matrix cracking  in  the  transversely  loaded plies, matrix cracking  in  the axial  (longitudinal) plies,  local delaminations at  the  intersections of  these sets of cracks, and  finally  fiber breakage at ultimate failure.  Use of Damage Parameter in Probabilistic Failure Analysis    Probabilistic  failure  methods  will  be  applied  in  conjunction  with  structural  health monitoring so that damaged components can be identified and repaired or replaced.  Quantified measures  of  reliability  (provided  by  probabilistic methods)  allow maximization  of  inspection benefits through optimization of the health monitoring technique.   A systematic approach to reliability assessment for a structural component containing damage is illustrated  in  Fig.  7.   As  can  be  seen  from  the  figure,  the  underlying  concept  in  developing accept/reject  criteria  for  a  component  is  based  on  detecting  and  characterizing  damage  and 

S1 S2

5

evaluating  it in terms of failure mechanics and a damage growth  law.   The aim  is to determine whether damage in a structure will be sufficiently small that failure can be precluded with a high degree of certainty within a preset time interval.                

 Fig. 7:  Flow diagram of a structural health monitoring system 

 Plan of Work To demonstrate proof‐of‐concept in the first phase of this project, we propose the following plan of work. 

• select a material and geometry:  Laminated Graphite Epoxy • set up fatigue tests • instrument the specimen with sensors • define damage parameter to be measured • collect sensor data on‐line • verify damage off‐line • define damage functions • apply probabilistic fatigue procedure • probabilistic forecast of lifetime • verify result 

The  understanding  gained  in  this  work  will  set  the  stage  for  health  condition  monitoring combining  fatigue reliability assessment and  inspection methodologies  for aircraft components, and  will  provide  important  guidelines  on  computational  efficiency  requirements  for  the reliability assessment in relation to sensor efficacy and the processing of sensor data. In a  second phase of  the project,  the  focus will be directed  toward actual aircraft components.  These components will be selected in consultation with engineers from the aircraft industry.  The general ideas outlined in this study, suitably adjusted, will be applied to specific components.    Interaction with Industry The PIs have ongoing  interactions with personnel at  the Phantom Works Group of Boeing, St. Louis, in the area of Structural Health Monitoring.  Preliminary discussions with that group have provided  valuable  input  into  this  proposal.  Boeing  has  indicated  that  they will  be willing  to provide guidance and assistance (including providing composite specimens) for this project.  

Structural Health Monitoring System

Failure Model (Damage vs Time or cycles)

Damage Growth Characteristics

Stress History Current Extent of Damage

Measured Extent of Damage

Probability of Detection of Damage

Failure probability within preset interval

Inspection and Repair at a Maintenance Facility

high

low

6

Expected Outcomes  The outcomes of this feasibility study are expected to be:   •   A better understanding of emerging sensor technologies that are key to the      development of in‐flight health monitoring systems.   •    Improved sensor reliability and transition of the technology to implementation      transportation systems.   •    Demonstration of applicability of sensors to fatigue damage monitoring.   •    Direct and real‐time use of data in structural reliability assessment.   •  Integration of sensor data into probabilistic fatigue damage models for        assessment of residual life   •    Training of graduate students and other engineers in a challenging technology      that is vital to the future of US aviation efforts.  The  initiation  phase  of  this  project  (first  12 months) will  be  considered  successful  upon  the demonstration of  the  feasibility of using  reliable  sensors  for acoustic measurements on  sample specimens, data interpretation and the use of data in life‐time prediction. The goal for the second phase of this project (2 and 3 years) will be demonstration on real aircraft components, and the transition of lab technology to full‐scale implementation and commercialization, with subsequent application of the technique to achieve improved aircraft safety.                              

7

(The  following  two  presentations  are  recognized  in  the  agenda  under  the  heading  “Shear Characterization Of Composite Laminates And Structural Adhesives)  Development and Evaluation of A V‐Notched Rail Shear Test For Composite Laminates  Principle Investigator(s): Dr. Daniel O. Adams, University of Utah  Background A  V‐notched  rail  shear  test was  developed  for measuring  the  in‐plane  shear  properties  of  a variety of composite laminates.  This test method incorporate S attractive features from both the existing ASTM D 5379 V‐notch beam  (Iosipescu)  shear  test  [1] and  the ASTM D 4255  two‐rail shear test [2].  V‐notched rail shear test provides a larger gage section than the existing Iosipescu specimen and enhanced loading capability compared to either existing test method.  One primary objective that led to the development of this new shear test method was the desire to determine the  in‐plane  shear modulus  and  shear  strength  of multidirectional  composite  laminates.    For composite  laminates  with  angle  plies  (other  than  0°  and  90°),  the  shear  strength  increases dramatically, making  load  introduction  into  the specimen problematic.   Both  the  Iosipsecu and the  two‐rail  shear  test  experience  loading/gripping  problems  in  their  current  form  that  limits their use for high shear strength composite laminates.   The Iosipescu shear test method, shown  in Figure 1,  is capable of measuring both  in‐plane and interlaminar  shear properties of  a unidirectional  composite.   The  relatively  small gage  section provides limitations for some textile composites and edge loading of the specimen limits the load that may be  applied  to  the  specimen without producing  localized  failures.   For unidirectional composites,  these  limitations are not problematic,  since both  the  in‐plane and  the  interlaminar shear  strengths  are  relatively  low.    For multidirectional  composite  laminates,  however, much higher shear strengths are possible, and thus a much higher  loading capability  is required than possible with the existing test method.           

Figure 1.  Iosipescu shear test fixture and specimen (ASTM D 5379).  The two‐rail shear test fixture configuration, shown in Figure 2, uses a relatively large 3 in. x 6 in. rectangular specimen.   Six holes must be machined in the specimen for the bolts used to attach the rails.  The determination of shear strength using this fixture is somewhat questionable due to stress concentrations produced  in the specimen at the rails.   Additionally, slipping between the specimen and the rails has been a limitation with this fixture.     

3.0 in.

0.75 in.

90°

8

      Hussain  and  Adams  [3]  modified  the  gripping  method  of  the  two‐rail  shear  fixture  using roughened rails that are clamped onto the specimen.  Using a C‐clamping arrangement, the need  

 Figure 2.  Two‐rail shear test fixture and specimen (ASTM D 4255). 

  for clearance holes in the specimen was eliminated.  With this modification to improve specimen gripping,  the  two‐rail  shear  test  became  a  promising  test  method  for  high  shear  strength composite laminates.      

Figure 3 (below)  Modified two‐rail shear fixture of Hussain and Adams [3]. 

  

Figure 4 (above)  Modified two‐rail shear fixture and specimen developed for initial investigation. 

 Initial testing was performed using AS4/3501‐6 carbon/epoxy panels.  An initial investigation was performed using a 4.5 in. long by 2.75 in. wide rectangular specimen as shown in Figure 4.  This 

3 in.

6 in.

4.5 in.

2.75 in.

0.75 in.

9

specimen configuration provided for a 1.0 in. wide gripping area on either side of a 0.75 in. wide by  4.5  in.  tall  gage  section.    Excellent  gripping  performance  was  obtained  for  a  variety  of laminates,  including  the  highest  shear  strength  configuration  tested  a  16  ply  [±45]4S  laminate.  However, specimen failures were commonly observed adjacent to the fixture rails, indicating the presence of stress concentrations.   Three‐dimensional  finite  element  modeling  was  performed  to  identify  improved  specimen configurations.    Initial  finite  element  analysis  focused  on  identifying  desirable  specimen configurations, particularly  for  testing high  shear  strength  laminates.   Two  alternate  specimen configurations were  identified:  a  tabbed  rectangular  specimen  and  a  90° V‐notched  specimen.  The tabbed specimen utilized the same rectangular geometry of the previous untabbed specimen.  The V‐notched specimen utilized the same geometry of the Iosipescu shear specimen, especially the  ratio  of  the  notch  depth  to  specimen  height  ratio.    Finite  element  results  were  used  to investigate  the uniformity  of  the  shear  stress  and  the presence of normal  stresses  in  the gage sections  of  prospective  specimen  designs.    Results  showed  that  the  high  shear  stress concentrations  predicted  in  the  untabbed  rectangular  specimen  near  the  rails  were  reduced significantly by the addition of bonded tabs.  The V‐notched specimen also showed a significant reduction in the shear stress concentration.  Additionally this V‐notched rail specimen displayed a much more  uniform  shear  stress  distribution  and  reduced magnitudes  of  normal  stresses throughout the central region of the gage section.            Further  testing  was  performed  to  evaluate  the  candidate  specimen  configurations  identified through finite element modeling.  A total of five 16‐ply AS4/3501‐6 carbon/epoxy laminates were tested with differing percentages of ±45° layers: [08]S, and [(0/90)4]S (0%); [(0/90)2/±45/0/90]S (25%); [0/±45/90]2S (50%); [±45/90/±45/0/±45]S (75%); and [±45]4S (100%).  From each laminate, specimens were prepared in three configurations: rectangular, tabbed, and V‐notched.  A comparison of the shear strengths obtained from the three specimen configurations for each laminate tested showed that  the  rectangular  specimen  consistently  produced  the  lowest  shear  strengths.    Significant increases in shear strength were observed for both the tapered tab and V‐notched configurations.  Both  the  tabbed and V‐notched  specimen configurations produced comparable  shear  strengths for the four laminates with ±45 layers present.  However, the highest average shear strength was obtained  for both  the  [08]s and  [(0/90)4]s  laminates using  the V‐notched specimen configuration.  Additionally  the  preparation  of  a  notched  specimen  was  preferred  over  a  specimen  with adhesively bonded tapered tabs.  Thus, the use of a notched specimen was selected over a tabbed configuration.  Further  testing  and  finite  element  analysis was  performed  to  determine whether  the V‐notch specimen  configuration  shown  in  Figure  5b was  optimal.    Several  geometric  variables were investigated, including the specimen dimensions, notch shape (V‐notch, U notch, and slot notch), notch depth, notch angle, and gage section width.   Both finite element analysis and mechanical testing were  performed.    In  summary,  the  V‐notched  configuration  shown  in  Figure  5b was determined to be optimal for a range of laminates.    With an optimal V‐notched specimen configuration selected, a modified test fixture was designed to accommodate  the  shorter  specimen height.   The new  fixture  is  shown  in Figure 6.   Limited mechanical  test  results obtained using  this  fixture have been compared  to  those obtained  from ASTM D 5379 (Iosipescu) and ASTM D 4255 (two rail shear).  These results suggest that this shear 

10

test method  is  suitable  for  obtaining  the  in‐plane  shear  properties  of  a  variety  of  composite laminates.  A draft ASTM standard has been prepared for initial review by members of the Shear Subcommittee of the ASTM D‐30 committee.  Emphasis in the third year of this investigation will focus on addressing remaining aspects of the test method required for ASTM standardization.      

 Figure 6.  New test fixture developed for V‐notched shear specimen. 

 Following  the development and evaluation efforts performed during  the  first  two years of  this investigation, the V‐notched rail shear test is headed towards ASTM standardization.  Two sets of comparison  testing were  also  recently  completed,  featuring  the ASTM D  5379 V‐notch  beam (Iosipescu) shear test [1] and the ASTM D 4255 two‐rail shear test [2].  These tests were the first to be performed with  the most  recent V‐notched  rail  shear  test  fixture  (Figure 6).   As a  result of these  recent  activities,  several  issues  were  identified  that  had  not  been  addressed  in  the development and evaluation activities to date.   These issues requiring further investigation will be addressed in this phase of the research investigation.  Each issue is listed and described briefly below.  Objective 

1. Establishment of  recommended bolt  torques – An  investigation  is  required using  the new,  reduced  sized  V‐notched  rail  shear  test  fixture  (Figure  6), which  utilizes  a  smaller number  of  larger  diameter  clamping  bolts  than  the  previous  fixture.    An  in‐depth investigation  will  be  performed  to  investigate  the  acceptable  range  of  bolt  torques  for different materials,  laminate  thicknesses, stacking sequences  (ie. percent ± 45 degree plies), and for different test temperatures.   2. Development/implementation  of  a  specimen  alignment/mounting  fixture  –  A fixture/jig is needed for assuring properly positioning the specimen and fixture halves during bolt tightening to ensure proper test fixture/specimen alignment.   A positioning fixture will be  designed  and  fabricated  for  initial  evaluation  during  the  bolt  torque  investigation described  above.   Any modifications  to  this  positioning  fixture will  be  implemented  and further evaluated in subsequent tests.   This positioning fixture will be incorporated into the draft ASTM standard. 3. Determination of recommended strain gage shapes/sizes – Further research is required to  investigate the best suited strain gage sizes and shapes for modulus determinations on a variety of different  composite  laminates, and  for  textile  composites with different unit  cell 

11

sizes.    A  small,  centrally  located  strain  gage  is  the most  economical  option,  but  a  thin, elongated shear strain gage is useful for recording the average strain between the V notches.  For textile composites, a wider strain gage may be necessary to obtain the reduce variability due  to  strain  variations  within  the  unit  cell  structure.    Finite  element  analysis  will  be performed to investigate the effect of strain gage size and shape on measured shear modulus for a variety of composite laminates.  Based on these analyses, an experimental investigation will be performed to evaluate the best suited strain gage patterns for at least three different laminates and for at least two different unit cell sizes of woven composites.  Recommended strain gage  sizes and  shapes determined  from  this  task will be  incorporated  into  the draft ASTM standard. 4. Evaluation  of  the  elevated  temperature/low  temperature  performance  of  the  flame‐sprayed  gripping  surfaces  –  Based  on  other  experiences  with  flame‐sprayed  gripping surfaces  at  elevated/low  temperatures,  further  investigation  is  required  to  ensure  the suitability of the V‐notched rail shear test at elevated and low temperatures.   Condensation on  the gripping surfaces  following  testing at  low  temperatures and  residue  retained  in  the gripping surfaces at elevated  temperature may  require a modified  fixture preparation/post test  cleaning  procedure  than  normally  followed.    Testing  is  proposed  at  elevated temperature/wet and low temperature conditions to evaluate the specimen gripping surfaces.  Recommendations based on these tests will be incorporated into the draft ASTM standard. 

                           

12

Investigating  the  Thin‐Film  versus  Bulk  Material  Properties  of  Structural Adhesives  Principle Investigator(s): Dr. Daniel O. Adams, University of Utah Currently,  there  appears  to  be  considerable  confusion  and  a  lack  of  consensus  on  whether mechanical properties obtained from the testing of bulk adhesive specimens may be used in the design and analysis of thin film adhesive joints.  At the source of this confusion is the question of whether  the mechanical properties of  an  adhesive are different when used  in  a  relatively  thin bondline, or “in‐situ” versus a relatively  thick bondline.   The proposed research  is  intended  to provide a definitive answer to this question using a combined experimental and computational approach.    Background Certain adhesive test methods, such as the lap joint test, are known to produce nonuniform states of stress in the adhesive bondline and thus do not provide a simple or straightforward measure of the stiffness or strength properties of the adhesive.   However, these mechanical properties of the adhesive commonly are required for design and analysis purposes when the adhesive layer is modeled.  Test methods such as the[ lap joint test consider the adhesive in its thin film or ʺin‐situʺ form.  Another approach to determine the mechanical properties of an adhesive is through ʺbulkʺ adhesive  tests,  where  an  entire  specimen  is  cast  or  machined  from  the  adhesive  material.  Although  no  ASTM  standard  tests  exist  for  bulk  adhesive  testing,  many  of  the  standards included in ASTM Volume 8 (Sections 1 through 4) for plastics or Volume 9 (Sections 1 and 2) for rubbers  may  be  adapted  to  test  the  properties  of  bulk  adhesives.    Tensile  testing  of  bulk adhesives  is  relatively  straight‐forward  and may  be  performed using  either  cast  or machined tensile specimens.  Shear strength and shear modulus determinations of the bulk adhesive may be accomplished using several  test methods,  including solid rod  torsion  testing or using  the V‐notched  Iosipescu  shear  test method  (ASTM D 5379) or  the  recently developed V‐notched  rail shear test method.  In a recent research investigation, the author successfully characterized both the tensile and shear stress‐strain response of structural adhesives using bulk adhesive specimens for use in modeling tabbed composite specimens [1]. Although hundreds  if not  thousands of adhesives have been  characterized  in  thin  film or “in‐situ”  form  and many  test  laboratories  and  researchers  (including  the  author)  have performed bulk adhesive  testing,  there have been surprisingly  few  investigations  that have addressed  the thin‐film versus bulk material properties of structural adhesives.   The author became aware of this  lack of attention  recently when asked  to provide a  state‐of‐the‐art assessment of  thin  film versus bulk adhesive testing as part of an invited book chapter on adhesive test methods [2].  A review of the open literature revealed that among the limited studies that have been published, there  is  considerable  confusion  and  a  lack  of  consensus  on  whether  mechanical  properties obtained from the testing of bulk adhesive specimens may be used in the design and analysis of thin  film  adhesive  joints.    Dolev  and  Ishai  [3]  conducted  bulk  and  in‐situ  adhesive  tests  to compare mechanical properties under different states of stress.  Good correlation between in‐situ and bulk  shear yield  strength and  elastic modulus was obtained.   The authors  concluded  that elastic  and  strength  properties  of  an  in‐situ  adhesive may  be  determined  by  bulk  adhesive testing.  In contrast, Peretz [4] concluded that the in‐situ adhesive shear modulus increased with increasing  adhesive  thickness  up  to  the  bulk  material  shear  modulus.    The  shear  strengths obtained from thin adhesive layers were similar to those obtained from bulk testing.  Lilleheden [5]  performed  a  detailed  experimental  investigation  of  modulus  variations  in  adhesives  for 

13

differing adhesive thicknesses using a modified lap adherend specimen and found no difference in  the measured moduli of  the adhesive between  the  thin‐film and bulk  forms.   Following  this review of the open literature, the author concluded in his book chapter [2] that there was no clear consensus on the equivalence of thin film versus bulk adhesive testing.   One explanation that has been offered for the existence of differences in mechanical properties of in‐situ versus bulk adhesive is the presence of a diffuse region or “interphase” at the boundary between  the  adhesive  and  adherend  [6].    Others,  however,  have  attributed  differences  in mechanical properties  to  factors  such  as variability  in  adhesive  casting  and  curing  conditions, lack  of  a  well‐defined  state  of  stress,  and  inadequate  methods  of  strain  measurement  [5].   Clearly, a complex state of stress is produced by the geometric discontinuities in many in‐situ test configurations and by the drastically different material properties of the adhesive and adherends.  Thus,  it  is  not  clear  whether  differences  in  material  properties  are  due  to  material‐related differences or test/measurement‐related differences.  The goal of the proposed research program is  to  determine  conclusively whether  the mechanical  properties  of  structural  adhesives  differ when in thin film (in‐situ) versus bulk forms.  As a result, this research will address whether bulk adhesive properties are suited for use in the design and analysis of adhesively bonded structures.  Objective A  combined  experimental  and  computational  approach  is  proposed  to  evaluate  the  thin  film versus bulk mechanical properties of structural adhesives.  Both bulk and in‐situ adhesive testing will be performed using two or three different structural adhesives.   Selection of adhesives will be made  following  consultation with  FAA  personnel.    Emphasis will  be  placed  on  selecting adhesives  that  are  commonly utilized,  that  show different material  responses,  and  if possible, have  been  at  least  partially  characterized  in  the  past.    Both  paste  and  film  adhesives will  be considered.    Bulk adhesive  testing will  focus primarily on  the stiffness and strength properties under shear loading.  Based on the authors past success, it is proposed to use either the V‐notched Iosipescu shear  test method  (ASTM D  5379)  or  the  recently developed V‐notched  rail  shear  test  [7]  for characterizing the shear response of the bulk adhesives.   Note that the Iosipescu shear test may be preferred due to the fragile nature of the bulk adhesive specimens.  V‐notched bulk adhesive specimens will either be machined from a flat adhesive plaque or cast into a machined mold to produce the final specimen configuration.  One of  the  in‐situ  shear  test methods  to be used  is  a V‐notched  shear  test method,  either  the Iosipescu shear test method (ASTM D 5379) or the recently developed V‐notched rail shear test.  To explore the thin film shear properties, V‐notched specimens made from either metallic, plastic, or composite, will be cut  through  the central notched section and adhesively bonded using  the adhesives proposed for investigation.  The thickness of the adhesive bondline will be varied, but the midplane of the adhesive bondline will be centered between the notches.   The use of the V‐notched shear test should provide a definitive answer to the question of whether shear modulus and shear strength properties vary as  the adhesive bondline  increases  to  the  limiting case of a bulk adhesive test.  Although the use of a V‐notched shear specimen produces a highly uniform state  of  pure  shear  stress  in  the  gage  section  between  the  notches,  the  use  of  an  adhesively bonded  specimen  with  metallic,  composite,  or  plastic  adherends  will  likely  produce  stress concentrations.   To understand  the  state  of  strain present  in  the  in‐situ V‐notched  specimens, Moiré  interferometry will be utilized.   This  full‐field, high‐sensitivity experimental  technique  is well suited for such determinations, and the author has successfully used Moiré  interferometry 

14

for  a number of  comparable  investigations,  including  an  investigation of  the  state of  strain  in adhesive layers in tabbed composite specimens.  The use of Moiré interferometry will ensure that proper shear strain measurements will be used in the calculation of shear modulus.  Additionally, Moiré interferometry will help to determine whether failures in the in‐situ specimens, especially those with relatively thin adhesive bondlines, are resulting from uniform states of shear stress.    The proposed detailed  experimental  investigation,  coupled with  finite  element  analyses of  the test configurations being pursued, will be used  to distinguish whether observed differences  in mechanical properties of adhesives can be attributed to the state of the adhesive ‐ thin film versus bulk, or a combined state of stress produced  in  the commonly used  in‐situ  test configurations.  Thus, the proposed research will determine whether differences in adhesive material properties are due to material‐related differences or test/measurement‐related differences and thus whether the mechanical properties of  structural adhesives differ when  in  thin  film  (in‐situ) versus bulk forms.                                  

15

Effect of Repair Procedures Applied to Composite Airframe Structures  Principle  Investigator(s): Dr.  John Tomblin, Executive Director, NIAR; Lamia Salah, Manager, Fatigue & Fracture Lab; Mike Borgman, The Boeing Company  With the  increasing use of composite materials  in aircraft structural components,  it has become essential  to  answer  not  only  the  fundamental  questions  related  to  the  proper  repair methods/systems to restore the aircraft part structural integrity but also the question of how long the repair will  last under  the specified design conditions and what are  the most critical  factors affecting the static performance and the long‐term durability of the repair. The  lack of  fatigue data  to  assess  the durability of  repairs, added  to  the  lack of  confidence  in bonded repairs especially when dealing with large damaged areas, has led to the use of fasteners to reinforce the adhesively bonded areas in some cases. The ultimate goal of a bonded repair is to achieve  a  good  level  of  confidence  in  bond  strength  as well  as  the  ability  to  avoid  long‐time service failures of these joints.  Objective The objective of this research program  is to assess the effects of different variables on the static and  fatigue  performance  of  scarf  repairs  applied  to  moderately  thick  composite  laminates representative  of  the  7E7  fuselage  configuration  and  the  long  time durability  of  these  repairs especially when a faulty process has been implemented and was not detected by NDI. The main research program will be divided into three tasks.   • The  first  task  consists of  investigating  the  effects of different variables on  the  strength performance  of  repairs  applied  to  moderately  thick  solid  laminates.  Variables  considered include different substrate stiffness,  lap  length,  laminate  thicknesses. The only  loading mode considered will be tension. Coupons will be tested for static and fatigue properties under room temperature c bond ETW. Constant amplitude fatigue will be conducted on the coupons and residual strength will be measured after fatigue cycles.  • The third task consists of OEM as well as field repairs will be considered. The goal is to evaluate  the  fatigue  life  knock‐down  when  one  of  the  repair  steps  was  not  properly implemented. The project will also be investigating the effects of the process parameters on the strength and durability of repairs.  •  The second  task will consist of a validation of safety standards required  for composite repair and inspection technicians as related to composite repairs. The goal of this task will be to evaluate existing CACRC  standards as  related  to  technician  skill  level using different  repair geometries  and  establish  the  value  of  existing  CACRC  standards  for  composite  repair technician qualification. • FEM validation of experimental results will be conducted to predict scarf joint failure. 

 Research Methodology The  proposed methodology  consists  of  generating  static  and  fatigue  data  to  understand  the effects  of  different  variables  on  the  performance  of  the  repair  and  the  basic  degradation mechanisms  that  bonded  repairs  undergo  under  sustained  long‐term  mechanical  loads.  The ultimate goal will be to assess the  level of criticality of each step in the repair, to determine the fatigue life, and/or the difference in the fatigue performance of weak joints and finally to be able to make recommendations that will increase the level of confidence in bonded repairs. 

16

Coupon Fabrication Coupons will be manufactured at the OEM (Boeing, Wichita) to replicate actual aircraft parts. All repairs will  be  implemented  at NIAR  according  to  the OEM  recommended  repair  procedure. Weak repairs will be implemented as follows: light hand sanding instead of grit sanding will be used  to  simulate poor  surface preparation,  soaking  the  coupons  in  an  environmental  chamber prior  to  bonding  the  repair will  be  used  to  simulate  pre‐bond moisture, modifying  the  heat blanket cure cycle will be used to simulate an under‐cured patch and finally failing to thoroughly clean  the  surface  prior  to  bonding  will  be  used  to  simulate  a  contaminated  repair/  parent structure interface. All  coupons  will  be  subsequently  machined  and  inspected  using  through  transmission ultrasonics for possible defects induced during manufacture.  Coupon Configuration/ Experimental Set‐up/ Methodology All coupons used  for  this program will be unidirectional  tension solid  laminates  tabbed at  the ends  for  loading  purposes.  Laminates  of  different  thicknesses  and  substrates  of  different stiffnesses will be considered for the purpose of this investigation  

  

Test Set‐up  Validation of Safety Standards Required for Composite Repair and Inspection Technicians The commercial aircraft composite repair committee  (CACRC) developed an  industry standard for the certification of composite repair technicians. A previous study has indicated the quality of training  and  experience  of  repair  technicians may have  a much  larger  role  in  the  technician’s successful development of a repair (see Figure 4 – ref. [2]). This study has indicated the quality and reliability of a composite repair is much more directly linked to the skills/knowledge of the repair technician than was previously believed and specified in the CACRC standard. This task will  address  this  issue  to  verify  if  the  proposed  CACRC  standards  for  composite  repair technicians are appropriate. This research validation task will re‐evaluate the existing CACRC technician standard in order to provide information leading to a new FAA composite repairman qualification for 14 CFR Part 65. In addition, a proposed regulatory activity (Part 66) by FAA, seeks to create many new standards for mechanics and certain specialists.  

17

The main  goal  of  this  task will  be  to  generate  a  report  evaluating  the  technical  value  of  the CACRC standards for technicians performing aircraft composite material repair and  inspection. The report’s task qualification evaluation will be formatted to be suitable for  incorporation into FAA Advisory Circulars and related regulations.  Expected Outcomes A working group comprised of representatives from the FAA, WSU, and industry, will develop a detailed plan and schedule for the research program. NDI inspection of repaired coupons will be conducted prior  to destructive mechanical evaluation as well as specific bonded repair coupon configuration  for  the  evaluation  of  weak  bonded  repairs.  Results  of  experimental  tests  and supporting data analysis will be detailed  in a  final  report. The program will also  evaluate  the technical value of  the CACRC standards  for  technicians performing aircraft composite material repair and inspection. The report’s task qualification evaluation will be formatted to be suitable for incorporation into FAA Advisory Circulars and related regulations.                                  

18

VARTM Variability and Substantiation  Principle Investigator(s): Dirk Heider, Assistant Director UD‐CCM,Associate Professor Electrical & Computer  Engineering Department, University  of Delaware  and Crystal Newton,  Scientist, Center for Composite Materials, University of Delaware   Background Vacuum‐assisted resin transfer molding (VARTM) has the potential advantages of relatively low cost with sufficiently high volume fractions of reinforcement and can be readily applied to large‐scale  structures.   However,  for many aircraft applications, VARTM does not currently provide sufficient  repeatability  or  control  of variability.    Such variability  is  commonly  observed when processing with  the VARTM  process.  In  order  to  routinely  produce VARTM  parts  of  aircraft quality, the variability must be understood.  

 Objectives The  long‐term  objectives  are  repeatability  equivalent  to  autoclave  processing  with  specific properties (property/weight) that are close to autoclave processed part levels at a lower cost.  • There are many factors that influence the variability of the final part. The factors that play a major role  in  the cause of  this variation need  to be  identified and  the causes and effects of changes  in  these  factors  understood.  Three  main  VARTM  process  variations  will  be considered: 

1. The SCRIMP process, patented by TPI Composites  is  a vacuum  infusion process using a high‐permeability  layer  to rapidly distribute  the resin on  the part surface and then allow through‐thickness penetration; 

2. The CAPRI process, patented by Boeing Co. is a SCRIMP variation where a reduced pressure difference is used to minimize thickness gradients and resin bleeding;  

3. The VAP  process  is  another  SCRIMP  variation,  patented  by  EADS where  a  air‐permeable membrane is used on top of the distribution media to allow continuous and areal venting reducing void content and creating a robust process variant. 

Repeatability

Cost

Actual

Goal

A lower variation (higher repeatability) in properties improves the allowable design

Cost

Property

Weight

Actual

VARTM

Autoclave

19

• Use Liquid  Injection Molding Simulation  (LIMS),  a comprehensive simulation software for mold  filling, which  can explore a  variety  of  filling  scenarios  and provide  for  the  investigation of  the influence  of  various  processing conditions  in  VARTM  and  the SMARTMolding  Intelligent Process Control  (IPC)  system,  for  which Boeing  is  a  beta‐site, will  be  used, enabling    material,  process,  and part  traceability  along  with  semi‐automated  material  lay‐up, automated  resin mixing,  and  resin infusion and control of dwell  times and cure cycles. The automation capabilities enable monitoring of cycle times for all processing steps, sensing of the important process parameters through embedded sensors and QA/QC of the complete process. 

 • The proposed work will statistically evaluate material, process, and quality variation. A  link 

will  be  developed  between  incoming  precursor  material  quality  and  process  variation  to understand quality drivers.  

• Develop  a model  to  predict  part  variation  and/or  optimize material/process  requirements.  Once  the  sources  of  variability  are  understood,  substantiation  issues  for  a  risk‐mitigated approach to incorporate VARTM parts of increasing size and complexity into large commercial transport aircraft will be addressed.   

• A step‐by‐step development from flat panels to structural elements that include stiffeners and core materials will be used at UD‐CCM.   

• Following completion of the initial phase, efforts will coordinated with an industrial partner to approach subcomponents and more complex levels of the building block approach.   

 Objective   • Aerospace materials  such  as  resin,  fabric  and  core material  for  the VARTM process will be 

reviewed and one candidate system will be down‐selected.   • Flat  panel with  uniform  resin  input  from  one  end will  be  used  to  evaluate  the  processing 

conditions  and  part  performance.    The  three  processes  will  be  evaluated  on  process repeatability, part quality and mechanical performance.   

• Process repeatability will evaluate the resin fill times and flow rates, part quality will asses the dimensional  tolerances  and  properties  such  as  void  content  and  fiber  volume  fraction,  and mechanical performance will evaluate tensile, compression and shear properties.   

• The  developed  database will  be  used  to  compare  the  processes  and  to  understand  current state‐of‐the‐art VARTM capabilities to produce aerospace structures. 

Figure 1. UD-CCM’s Tool Kit of VARTM Capabilities

20

 Expected Outcomes Database of material properties across the three main VARTM variants for aerospace structures This  program  will  create  a  model  to  predict  part  variation  and  optimize  material/process requirements.    It  is anticipated  that  this model will  interface with UD‐CCM’s  tool kit of design and control software. 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

21

 Wednesday, May 25, 2005 

   Laminate Statistical Allowable Generation for Fiber Reinforced Composite Materials  Principle Investigator(s): Waruna Seneviratne, Manager, NIAR Structures Lab  Background The proposed research will focus on using a reduced testing methodology related to the building block approach for these laminate tests.  The proposed research will also interface with other past and ongoing efforts under investigation by the FAA. Previously, FAA document DOT/FAA/AR‐00/47 entitled “Material Qualification and Equivalency  for  Polymer matrix  Composite material  Systems” was  funded  under  the NASA Advanced General Aviation transport Experiments (AGATE) and a subsequent policy was issued from the Small Airplane Directorate in Kansas City, MO which allowed this document to use as a means of compliance with Federal Aviation Regulations. Presently, a companion effort is ongoing which is funded by the FAA involving the standardization of Material and Process Specifications. The  proposed  research  represented  by  this  proposal  will  interface  with  both  efforts  and  is primarily  meant  to  provide  guidelines  and  develop  statistical  methodology  for  the  use  of laminate (notched and un‐notched) data in future designs while maintaining an acceptable level of safety.  In  general,  analysis  alone  is  not  considered  adequate  for  the  substantiation  of  composite structures  used  in  aircraft  designs  and  commonly  a  “building  block  approach”  is  used  to  in conjunction with  analysis.  The  building  block  approach  basically  consists  of  testing  at  lower levels of the building block to characterize material performance, usually at the coupon level, and gradually increasing complexity and structural detail, usually at the element or subcomponents level, as one progress towards the full‐scale components test. Figure 1 shows the building block approach schematically as a pyramid of tests. 

22

  Objective Referring  to  the  building  block  approach,  the major  objective  of  the  work  proposed  in  this statement  of  work  will  attempt  to  link  the  steps  at  the  lowest  level  of  the  building  block consisting of lamina tests with the next level in the building block consisting of notched and un‐notched  laminate  tests.  In  order  to  achieve  the  background  for  the  statistical  assumptions required  to  reduce  the  number  of  tests  at  the  next  higher  level,  a  three  batch  laminate  test program is proposed which is outlined in the next section. Using the larger number of tests at this higher,  laminate  level, comparisons will be made which evaluate  the reliability of  this reduced testing methodology as one proceeds higher in the building block.   A number of other sub‐objectives will also be addressed  in  the proposed program. The overall objectives and goals for the proposed research are outlined as follows:  

1. Generate a multi‐batch, nested database of notched and un‐notched laminate properties for  two  typical,  commonly  used  composite material  systems  (unidirectional  tape  and plain weave fabric) in which lamina level statistics already exist. 

2. Evaluate common ASTM test methods that are used to generate the notched properties for database generation and develop guidelines  for use and make  recommendations  to the Military Handbook 17 committee for possible inclusion into the handbook. 

3. Generate typical effects of width, thickness and notch diameter with respect to ultimate strength for inclusion into the laminate database. 

4. Using  the  lamina  and  laminate  databases,  compare multiple  statistical methodologies that are currently proposed which show the effects of using smaller sample sizes of the statistical reliability at the laminate level of the building block. 

5. Generate notched and un‐notched laminate data for inclusion into Military Handbook 17 that may be used in future design efforts. 

23

(6)  Recommend  a  reduced  laminate  qualification  test matrix  and  statistical methodology  for inclusion into Military Handbook 17 and publish a guideline and methodology document.  Technical Approach Using  the objectives described  in  the previous section,  the proposed  research program may be broken down into five tasks, which are summarized below. The program data generation will be focused on carbon reinforced material systems with a unidirectional  tape and  two plain weave fabrics  in  two  different  resin  systems  from  two  different  material  suppliers.  The  materials proposed for this investigation are listed in Table 1. 

  Task 1: Data Generation The  primary  scope  of  this  task will  be  data  generation  for  statistical  analysis  using  the  two material  systems  described  previously.  The  tests  proposed  are  based  upon  tests  suggested  in section 7.2 of MIL‐HDBK‐17. For ease of use, the proposed test matrices are separated by the two materials  systems,  i.e.,  unitape  and  plain weave,  and  are  divided  into  tension,  compression, bearing, and rail shear.  Task 2: Specimen and Joint Geometry Effects The main objective of this task is to generate these strength reduction curves for each specific test method (open hole, tension, and 50 percent bypass tension) for a range of W/D and t/D.   Task 3: Data Reduction and Statistical Methodology Development Once the testing is completed for Task 1 and 2, the multi‐batch data will be reduced to generate statistical allowable using traditional analysis methods. These methods are (1) Allowable generation using MIL‐HDBK‐17 methods (2) Allowable generation using the method recommended in DOT/FAA/AR‐00/47  Task 4: Data report in MIL‐HDBK‐17 format This  task will  primarily  consist  of  using  the  generated  data  for  this  program  and making  it available for use in future programs. All data generated from this program will be submitted to the MIL‐HDBK‐17 Data Review committee for inclusion into the handbook for future use.   

24

Task 5: Methodology and Guideline Report Using  the  results  from  the preceding  tasks,  a generic document will be written  to  accompany DOT/FAA/AR‐00/47, which  covers  laminate  testing.  This  document will  include  test method guidelines,  test  matrices  and  statistical  reduction  procedures  to  be  used  for  future  material qualifications. It is also intended for this document to filter into various sections of MIL‐HDBK‐17 as well.  Expected Outcomes Multi‐batch,  laminate data  resulting  from  the material systems mentioned  in Task 1 and 2. All tests will be submitted to MIL‐HDBK‐17 for inclusion into the handbook and used for developing statistical methodologies, which may be  applied  for  future  testing  and material qualifications. This project will also establish possible statistical engineering  link between  lamia and  laminate data.                                    

25

Combined  Global/Local  Variability  and  Uncertainty  in  Integrated Aeroservoelasticity of Composite Aircraft 

Principle  Investigator(s):  Eli  Livne,  Professor,  Department  of  Aeronautics  and  Astronautics, University of Washington 

Background 

The  rigorous  design,  analysis,  testing,  and  certification  effort  in  the  development  of  a  new airplane  comes  to  an  end once  the  airplane  enters  service or  some  set  time  thereafter. During service, changes  in airplane characteristics  from  the certified original configuration are usually addressed  by maintenance  procedures  aimed  at  detecting  such  changes  and  by  guidelines  to determine  those  that  are  acceptable  and  those  that  require  corrective  action.  In  addition  to maintenance,  possible  variations  of  airplane  structural  characteristics  over  time  are  addressed during the design phase to obtain robust design. Two technological developments have made the study  of  airplane  variability  problem  more  worthwhile:  the  increasing  usage  of  composite materials in load‐bearing major airplane components and the increasing power and authority of digital active control systems. With  composite  structures,  the  potential  sources  of  structural  variation  and  deviation  from original  characteristics  of  an  airframe  over  its  lifetime  in  service  are  numerous:  moisture absorption, crack and delamination progress, softening of bonded joints, damage due to impact, and  material  degradation  resulting  from  radiation  and  other  environmental  effects.  These variations and deviations from the nominal design may lead to stiffness and mass variation with time. They can start as localized effects, but develop to potentially affect the overall stiffness and mass distributions of major structural components. This may  lead to  increased  loads caused by changes in aeroelastic deformation under load and to aeroelastic instabilities such as divergence and  flutter. The problem  seems  to  be particularly  severe  for  composite  control  surfaces. Over time, moisture absorption can lead to increased mass and inertia and lack of balance, and wear of hinges and linkages can lead to reduced stiffness or nonlinear stiffness of hinges. The combined effect might lead to flutter or limit cycle oscillations. With digital flight control systems, the ease with which control laws can be changed throughout the  lifetime of an airplane has greatly  increased. Pilot  feedback, avionics, and actuation system changes and changes in operational requirements or mission needs all lead to changes in control laws as the airplane is modified over time. The problem is that with high‐authority active control systems  the control system  is an  integral part—with the  loads, structures, and flight mechanics models—of the simulations and tests that demonstrate fatigue life for the airframe. Modification of  control  laws means modification of  airplane  response,  changes  in dynamic  loads  and  loads spectra,  and  resulting  changes  in  fatigue  life.  The  problem  has  been  encountered  in modern fighter aircraft, where late changes in control laws were found to lead to major effects in fatigue life.  Objective 

• Develop better understanding of effects of  local structural and material variations on overall aeroservoelastic integrity. 

• Develop  computational  tools  (validated  by  experiments)  for  local/global linear/nonlinear  analysis  of  integrated  structures/aerodynamics/control  systems subject to multiple local variations/ damage. 

26

• Establish a collaborative expertise base for future response to FAA and industry needs, R&D, training, and education. 

 Payoffs 

• Better understanding of the underlying physics. • Tools  for  rapid evaluation of  structural uncertainty and digital  flight  control  system 

modifications  on  load  redistribution,  local  stresses,  and  resulting  aeroservoelastic integrity. 

• Identification of damage sensitive areas. • Development of cost‐effective fleet maintenance for a consistent level of safety. • Foundation for future extension to advanced structures technology. 

 Approach Computational capability development will focus on quantification of effects on stiffness of key local effects in composite structures, global aeroelastic/aeroservoelastic (ASE) analysis capable of evaluating variations and uncertainty to such local effects, and integrated local/global modeling capability for uncertain composite structures. Capabilities for simulation of the effects of control surface nonlinearities on aeroelastic and aeroservoelastic behavior of full scale airplanes will be developed  and  used  to  study  effects  of  nonlinearity  and  uncertainty mechanisms  and  guide maintenance  practices.  Simultaneously,  an  experimental  structural  dynamic/aeroelastic  testing capability for composite airplane structure models will be developed at the UW, and tests will be planned and conducted to study effects of damage on stiffness of components and models. The analytical,  numerical,  and  experimental  technology  developments  will  all  be  done  in  close collaboration with The Boeing Company.  

         

27

Approach (continued): 1. Evaluate state‐of‐the‐art and report. 2. Create Aeroelastic (AE) / Aeroservoelastic (ASE) sensitivity analysis tools for sensitivity‐

to‐damage evaluation. 3. Create Aeroservoelastic uncertainty analysis  tools  for composite aircraft  (statistical and 

deterministic). 4. Develop  tools  for  identifying most  critical  scenarios  due  to  local  structural  variation: 

aeroelasticity (AE). 5. Develop tools for Identifying most critical scenarios and for control system modification 

with minimal effects on fatigue life: aeroservoelasticity (ASE). 6. Develop  tools  for  simulating  effects  of uncertainty  and nonlinearity  of  control  surface 

attachments and for devising maintenance guidelines. 7. Build a structural analysis / aeroelastic experimental capability for composite structures 

at the University of Washington. 8. Create  an  Industry‐quality  expertise  base  for  AE  and  ASE  of  composite  aircraft  in 

anticipation FAA and, possibly, NTSB future needs.  

Statement of Work Work is planned to progress simultaneously in task groups A, B, and C. 

Group A: Tasks that focus on the integrated linear local ‐ global aeroelastic problem: linking of local damage mechanisms to local component stiffness changes, sensitivity of global linear aeroelastic behavior to damage and uncertainty at the local level, uncertainty and variability of global aeroelastic behavior, and  identification of worst‐case damage  scenarios. Group‐A work  includes  investigation  of  local  damage  effects  on  aeroelasticity  in  load‐carrying structures. 

Group  B  of  tasks  focuses  on  the  nonlinearities  of  control  surfaces  on  their  hinges  and actuators  and  gradually  builds  the  capability  for  simulating  full‐scale  real  aircraft  for subsequent investigations. 

C‐tasks: Tasks associated with the construction of the experimental capabilities. 

Expected Outcomes 1. Selected study cases (with FAA Grant Monitor concurrence). 2. Two Interim reports summarizing one‐year efforts—12 and 24 months after go‐ahead. 3. A  final  report  in  the FAA  approved  format will  be  submitted  covering  the  three‐year 

effort 34 months after go‐ahead. This report will be published as an FAA report.          

28

Evaluation  of  Friction  Stir  Weld  Process  and  Properties  for  Aerospace Application  Principle  Investigator(s):   Dale Cope, Director of NIAR’s Aging Aircraft Research Laboratory and Advanced  Joining Technology Lab; Bryan Tweedy, Research Associate; Christian Widener, Research Associate; Adam Jahn, Graduate Student  Background Invented  in  1991  by  The Welding  Institute  (TWI),  friction  stir welding  (FSW)  is  a  solid  state joining process, which is emerging as a viable manufacturing process with many applications. Due to interest of the local aviation industry, the National Institute of Aviation Research (NIAR) in Wichita Kansas conducted a  feasibility  study of  the  friction  stir welding process. The  study focused specifically on the development of FSW with respect to aerospace applications and to the feasibility  of  using  FSW  as  an  aircraft  manufacturing  technique.  2XXX  and  7XXX  series aluminums were identified as aircraft specific materials and served as a focal point for the study.  The  research  proposal  for  the  “Evaluation  of  Friction  Stir Weld  Process  and  Properties  for Aerospace  Application”  consists  of  5  major  focus  areas:  (1)  material  properties  testing,  (2) destructive and non‐destructive inspection techniques, (3) development of pin tools and process 3 parameters, (4) modeling of the FSW process, and (5) manufacturing and testing prototypes of complex aircraft components.  The greatest hurdle to the introduction of friction stir welding into aerospace applications is the lack  of  standard  properties  data.  The  principal  goal  of  this  proposed  research  will  be  the development of that data for use in the design of FSW aerospace vehicle structures. This data will require properties data  for  strength,  fatigue  life,  fracture  toughness,  fatigue crack propagation, corrosion  fatigue, and  environmentally assisted  cracking. The aircraft  industry uses 2XXX and 7XXX series aluminum extensively. Both of these alloy series traditionally have been considered difficult to weld by conventional fusion methods. This portion of the research program seeks to determine the material, fatigue, and corrosion properties of 2XXX and 7XXX butt and lap welded aluminum  sheets with  thicknesses  ranging  from  0.040‐in  to  0.125‐in, which  are  of  particular interest to the aircraft industry. In conjunction with the materials properties testing of basic joint configurations at  the coupon  level, built‐up structures such as  flat and curved stiffened panels will also be investigated. Evaluations of their strength in tension, compression, and shear, along with damage tolerance will be made and compared to similar riveted panels.  Objectives – The objectives for the evaluation of FSW for aerospace applications include: 

• Determine  the  tensile  strength  properties  of  FSW  butt  and  lap  joints  in  common aerospace alloys, beginning with Al 2024 and 7075; • Characterize the fracture properties of those joints; • Develop S‐N curves for thicknesses and joint configurations of interest; • Assess the fatigue crack growth rates (da/dN vs. ∆K) in the joint and in the heat affected zone adjacent to the joint; • Determine  the  effect  of  exfoliation  and  stress  corrosion  cracking  on  FSW  joints,  and investigate methods to enhance their resistance; • Fabricate and test flat and curved stiffened panels for comparison with riveted structure; • Develop finite element models for predicting the strength of FSW built‐up structures in tension, compression and shear. 

 

29

Testing Methods – The material properties will be determined by following methods. • Tensile properties will be determined using ASTM E8‐03 Standard for the different thickness of welded sheets. • Determination of the fracture resistance of welded sheets for both the thin and thick sheets will be determined using C(t) and M(t) coupons. • Fatigue crack propagation rates for the weldments of different thicknesses will be established using K decreasing or K increasing tests, depending on the range of da/dN vs. ∆K curve considered important to the industry. •  Effect  of  corrosion  on  the weldments will  be  determined  by  determination  of  the  fatigue strength and crack propagation characteristics in salt fog and high humidity environments. Other environments if required could also be used.  Materials  –  Initial material  testing will be  carried out on  2024  and  7075 material     with  sheet thicknesses  of  0.040‐in,  0.063‐in,  0.125‐in  and  0.25‐in.  All  tests will  be  carried  out  on  sheets welded using procedures developed by and to flaw acceptance criteria agreed to by the industrial group. Fatigue Tests Environments – Tests will be carried out at ambient temperature to establish the fatigue  performance  of  the  selected materials  in  comparison  to  base material.  The  simulated corrosive environment will be salt fog and 95% relative humidity. Other corrosive environments can be considered if so recommended. Destructive Testing Methods for Standardization Four destructive  testing methods will  be  conducted  in  order  to  evaluate weld  properties  and weld quality. These methods are: 1) Metallographic Examination 2) Tensile Testing 3) Three Point Bend Testing 4) Four Point Bend Testing  Non‐Destructive Inspection of FSW Structure Non‐destructive testing will be performed on welded panels and structure  in order to establish their effectiveness in finding weld defects. The methods of inspection that yield the most reliable results  will  be  evaluated  for  overall  effectiveness,  and  standard  testing  methods  may  be developed  if  they  differ  from  already  established  standards.  The  non‐destructive  tests would consist of the following:  1) Dye Penetrant Inspection 2) Phased Array Inspection 3) Eddy Current Inspection  Surface Treatments for Properties Enhancement In  this section of FSW  testing, various types of surface  treatments will be evaluated  in order  to determine if they can improve material property characteristics such as corrosion resistance. Initially, the four types of surface treatments that will be evaluated are: 1) Surface Milling 2) Shot Peening 3) Low‐Plasticity Burnishing 4) Laser Shock Processing  

30

Investigation II: Tool and Process Parameter Development, Weld Process Modeling, and Welded Structures Prototype and Testing  This investigation will enhance and be performed in conjunction with the first investigation, and it will mainly support specific applications  for  the aircraft  industry. Described  in  the  following subsections, the proposed research would consist of a) Tool and Process Parameter Development b) Weld Process Modeling c) Welded Structures Prototype and Testing  Tool and Process Parameter Development One of the areas of FSW requiring significant development is the standardization of tooling. Pin tool design is as important as the weld parameters that are used to create the weld since both will change  the  character  of  the weld metal.  It  is  also  the  area  of  FSW with  the  least  amount  of published data, since specific tool designs tend to be considered proprietary information.  However, since the quality of the weld may depend also on tool design, then the standardization of  those designs  is needed  in order  to develop standards  for creating acceptable quality welds. Once tool designs have been standardized, then process parameters can also be standardized for given tool designs.  Weld Process Modeling The  stirring action of  the FSW  tool creates a very complex  three dimensional  flow profile  that depends on a  large number of variables, and  this  flow profile  is not yet  fully understood.  It  is very  important, however,  to gain  a better understanding of  the  complex  flow phenomenon  in order  to better predict  the  effects of  changes  in weld parameters without  the need  for  testing every permutation. Many other complex  flow phenomena are now being successfully modeled with  the  aid of  recent  advancements  in  computing power  and  software modeling  capabilities; FSW research could also greatly benefit from the advent of a successful flow model.   Welded Structures Prototype and Testing Another area  that  is undeveloped  is  the  testing of FSW structures. The complex states of stress that exist under real loading conditions can produce results that are difficult to predict with plane stress  or  plane  strain  models.  Therefore,  prototype  aircraft  structural  components  will  be constructed  in  order  to  develop  standardized  testing  methods  of  welded  versus  riveted structures. Static and  fatigue  tests will be conducted on  typical  joint configurations along with actual built‐up components, such as flat and curved stiffened panels that simulate fuselage skin panels  and wing  structure. Through  the  research  in  this  area,  a better understanding of  crack growth and damage tolerance of welded structures for aircraft application will be developed.   Expected Outcomes– Evaluation of FSW for aerospace applications will include:  • Investigate sensitivity to various process parameters: 

• Appropriate post weld heat  treatments  for  the  enhancement of  corrosion  resistance of FSW joints in 2024‐T3 and 7075‐T73/T6, and dissimilar joints of those same two alloys; • Joint properties of 0.125” FSW butt welds of those same alloys, including tensile, fatigue, fracture toughness, fatigue crack propagation, stress corrosion cracking, and microhardness properties; 

31

• Joint  properties  of  0.040”  FSW  lap welds  tested  in  tension  and  fatigue,  including  an investigation into methods for enhancing corrosion resistance; • Fabrication and testing of butt and lap welded flat stiffened panels for comparison with riveted panels tested in tension, compression, shear, and damage tolerance. 

• Standardizing a process for qualifying a friction stir weld structure • Standardization of property requirements • Access possibilities of creating standard data (MMPDS‐MIL‐HANDBOOK 5)                                    

32

Fatigue  Behavior  of  VARTM Manufactured  Affordable  2x2  Biaxial  Carbon Braided Composites   Principle  Investigator(s): Ajit Kelkar, North Carolina A & T State University;  John Whitcomb, Texas A & M University  Overview  Braided  composites  have  good  properties  in mutually  orthogonal  directions, more  balanced properties  than  traditional  tape  laminates, and have potentially better  impact  resistance due  to the interlacing. Another benefit is reduced manufacturing cost by reducing part count. Because of these potential benefits  these braided composites are being considered  for various applications ranging from primary/secondary structures for aerospace structures. These material systems are gaining popularity, in particular for the small business jets, where FAA requites take off weights of 12,500 lb. or less. The advantages of braids are a result of the interlacing, but this interlacing also complicates the stress  analysis  and  so  makes  it  more  difficult  to  design  with  confidence.  A  complex  three‐dimensional  stress  distribution  exists  in  a  ʺsimpleʺ  plain  weave  even  for  uniaxial  loading. However, it is important to recognize that the complexity depends strongly on the waviness of a particular  weave.  More  important,  not  every  complication  is  necessarily  important  in determining performance. A critical part of the work proposed herein will be identification of the critical complexities that must be considered. Obviously, this requires an integrated experimental and analytical investigation.  The  other  obstacle  to  widespread  use  of  weaves  is  shared  by  all  composites:  the  cost  of manufacturing.  The  conventional  autoclave  processing  which  consists  of  a  vessel  which  is pressurized internally up to 5 bar (~ 100 psi) and then the contents are heated. The main aim of the  autoclave  process  is  to manufacture  the  laminate with  uniform  thickness  and  to  ensure minimum  porosity.  The  drawback  of  the  autoclave  processing  technique  is  that  the  pressure vessel must be sufficiently large to accommodate large components. This in turn results in a high capitalization cost and stringent pressure code regulations.   The new process, Vacuum Assisted Resin Transfer Molding (VARTM), is low cost, affordable and suitable  for  high  volume manufacturing  environment. Recently  the  aircraft  industry  has  been successful  in manufacturing  wing  flaps,  using  carbon  fiber  braids  and  epoxy  resin  and  the VARTM  process.   We  propose  using  this  system  and  processing  for  the  research  herein.  The fatigue performance  of  fiber  reinforced  composites  is  bound  by  two  limiting  factors:  the  fiber strength  and  the  fatigue  limit  of  matrix  material.  The  relative  magnitude  of  their  values determines the shape of the fatigue life curve. Even though the macroscopic fatigue behavior is somewhat  similar  in  tape  and  some  braided  composites,  it  is  dangerous  to  assume  that  the insight from research on tape laminates is directly transferable to braided composites.  Very little work  has  been  done  in  fatigue  damage,  the  relationship  between  internal  damage  and macroscopic  properties  such  as  stiffness  and  residual  strength,  interlaminar  stresses  and delamination, and inter‐tow stresses and tow debonding in braided composites.     

33

  Objective  The objectives of the research are to 

• Develop VARTM processing procedures for vinyl ester and epoxy resin composites • Characterize the static and fatigue performance of 2x2 braided composites. Some of the key 

data to be obtained are • Fiber distribution and tow architecture  • Engineering moduli • Static  and  fatigue  strengths  as  a  function  of  braid  angle  and 

material system • S/Su‐N curve • Stiffness  degradation  as  a  function  of  braid  angle  and  fatigue 

loading • Description of microscopic damage initiation and growth • Macroscopic fatigue model 

• Develop  three‐dimensional micromechanics models  for braid  architectures  tested. This includes: 

• Prediction of effective engineering properties • Prediction of detailed local stress states • Prediction of damage initiation and growth  • Expediting interpretation of experimental data via modeling • Validation  of  models  via  comparison  with  experimental 

observations • Identification of critical characteristics that determine performance • Simplified models based on insights from detailed analysis 

 Achievements:  Significant  progress  was made  on  experimental,  analytical,  and  combined  experimental  and analytical tasks. The primary achievements are listed below.  

• VARTM Process Development Although VARTM is a simple process, as far as equipment, is concerned, it is quite complicated and  has  many  variables.  Designing  the  proper  VARTM  process  for  a  particular  material combination  is a challenge. The series of experiments were performed  to optimize  the VARTM process for vinyl ester and epoxy resin systems. The following process variables were optimized: 

• Processing temperature and viscosity of resin,  • Temperature of mold, • Degassing,   • Proper placement of resin distribution media, • Placement of resin and vacuum distribution lines, • Use of air release agents, • Use of flow control device, • Double bagging 

  

34

 • Static and Fatigue Characterization 

The performance carbon/vinyl ester and carbon/epoxy biaxial braided composites were studied under static tension and tension‐tension fatigue loading (R = 0.1, 10 Hz). The major conclusions are  

• The axial modulus, Poisson’s ratio and ultimate tensile strength decrease as the braid angle increases from 25º to 45º.  • The endurance  limit of  the braided composites  is 40  to 50% of  the UTS  for  the braid angles between 25º and 45º for carbon/epoxy and carbon/vinyl ester material systems.  • The  S‐N  diagram  of  braided  composites  for  various  braid  angles  can  be approximated using the Sigmoidal (Boltzmann) function.  • The  failure of braided composites always occurred suddenly  in  the  last 10% of the fatigue life without any visible matrix cracking or delamination of plies. • Statistical model  is developed  to predict ultimate  strength  as  function  of  fiber volume fraction and braid angle. New approach is suggested for fatigue study to minimize scatter in the fatigue data. 

• Stiffness Degradation Model  ‐ The Stiffness degradation curves were studied for   both carbon/vinyl ester and carbon/epoxy resin systems. Some of the highlights   of study are: 

• The Stiffness degradation curves for braided composites exhibit a typical  three‐stage  pattern  as  that  of  woven  composites.  The fatigue  life consumed  is 5%, 85%, and 10% for stage I, II, and III, respectively.  

• The braided composites loose 50% stiffness till failure compared to stiffness in 1st cycle. This indicates that the damage accumulation rate  is much higher  for braided  composites  compared  to woven composites.  

• Endurance limit can be predicted by testing specimens only in the stage I  

• A  unique  analytical  model  is  developed  based  on  stiffness degradation curves to predict the residual fatigue secant modulus. This  model  takes  into  account  the  material  heterogeneity  and nonlinearity.  

• Analysis Development and Validation     There were three aspects of the analytical effort: development of the analysis,      parametric study using the analysis, and comparison with experiments. The      progress is summarized below.  

o Three‐dimensional  finite  element  analysis was  developed  for  2x2  braids.  This included  

very efficient automated mesh generation that accounts for unusual tow shapes in braided composite 

utilities  for  automated  generation  of  input  data  required  for micromechanics analysis 

utilities to expedite interpretation of output from analysis  options for 

• material nonlinearity 

35

• geometric nonlinearity • effective property calculation • progressive failure analysis 

• Numerous  parametric  studies were  performed.  Some  of  the  highlights  of  the  parametric studies are 

• In‐plane properties of carbon/epoxy material system with flattened tow cross‐section  can  be  predicted  very  well  by  using  a  simple  laminate  model.  However, for the glass/epoxy and carbon/epoxy with  lenticular cross‐section, the laminate analysis can produce as large as 16% error. 

• The  most  sensitive  effective  properties  were  found  to  be  the  transverse properties  (G13,  G23,  υ13  and  υ23).  This  suggests  that  simple  laminate  theory cannot  be  used  to  determine  reasonable  approximations  for  the  transverse properties of the braid.   

• The G13 and G23 can be as much as 72% greater than the laminate value, which means  a  considerable  increase  in  transverse  shear modulus  can be  achieved using  the  2x2  biaxial  braid  as  compared  to  the  equivalent  angle‐ply  tape laminate.   This  can be  significant  for  structural applications  in which higher G13 and G23 are desirable.  

• A complex 3 D stress state which  is fully three‐dimensional exists  in the tow even for simple uniaxial loading. 

• A  considerable  volume  of  the  tow  has  larger  in‐plane  stresses  than  an equivalent tape laminate. 

• Much  (but not  all)  of  the variation  in  stress volume distribution with  braid angle is due to simple orientation effects, such as exist even for a tape lamina.  

• The severity of the peaks increases linearly with an increase in waviness ratio for all stress components (except for σ12, for which there is little variation). 

• The effect of variation in braid parameters on the progressive failure behavior of  a  2x2 braided  composite  laminate was  studied.  It was  seen  that once  the variation  in  braid  angle  or/and  tow  volume  fraction was  considered  at  the laminate  scale,  the  “saw‐teeth”  that  are  typically  seen  in  response  curves of uniform braids are smoothed out. 

• Progressive  failure  analysis of different weave  architectures was performed. Several  property  degradation  models  were  considered.  It  was  seen  that property degradation models require dependence on material system. 

• Comparisons  of  experimental  observations  and  analytical  predictions  were  performed. Predicted moduli fell within the range of experimental measurements. 

 

36

Damage  Tolerance  and  Durability  of  Fiber‐Metal  Laminates  for  Aircraft Structures  Principle Investigator: J.M. Yang, University of California at Los Angeles   Background Fiber‐reinforced  metal  laminates  (FML)  are  hybrid  composites  consisting  of  alternating  thin layers  of metal  sheets  and  fiber‐reinforced  resin prepreg. The most  commonly used metal  for FML is aluminum, and the fibers can be Kevar or glass. The FML with glass fibers (trade name GLARE), and Kevlar fibers (trade name ARALL) have been evaluated for potential applications in  aircraft  structures.  These  laminates  possess  excellent  properties  of  both metal  and  fibrous composite materials. This combination results in a new family of hybrid laminates with an ability to impede and arrest crack growth caused by cyclic loading, with excellent impact and damage tolerance characteristics and a low density.  Also, the corrosion resistance is excellent because the prepreg  layers are able  to act as moisture barriers between  the various  inner aluminum  layers, whereas the metal layers protect the fiber/epoxy layers from picking up moisture. The laminate also  has  an  inherent  high  burn‐through  resistance  as  well  as  good  damping  and  insulation properties. Furthermore, this material can be produced as sheet material, but also be cured in an autoclave  as  a  complete  structure,  e.g.,  a  large  curved  panel  with  co‐cured  doublers  and stiffening elements. As a result, GLARE laminates offer the aircraft structural designer a damage‐tolerant,  light‐weight,  cost‐effective  solution  for  many  applications.  GLARE  laminates  seem poised for a much larger future in the primary structure of pressurized transport fuselages.    Objectives • Damage Tolerance Modeling and Validation‐ The damage  tolerance of GLARE  laminate will 

be investigated experimentally and analytically.   • Durability Modeling and Validation‐  In  this  task,  the durability of GLARE  laminates will be 

investigated.   The constant amplitude fatigue is necessary to determine the damage initiation sites as well as the final fatigue failure mechanisms of a GLARE structure.  

• Constant amplitude fatigue (tension‐tension) testing of GLARE laminate with impact induced damage will  be  conducted.   The  influence  of  loading  parameters  on damage  initiation  and accumulation during  fatigue  loading,  interaction between different damage modes, and  their effect on life and residual properties will be identified.  

• The damage evolution and property degradation during fatigue testing will be characterized.  Data  from  constant  amplitude  fatigue will  be  analyzed  to  develop  a  predictive  cumulative damage models. 

• Information System  for Certification  ‐ Development of  an  information  system  for     damage tolerance design, and certification of GLARE laminate will be conducted.  This system will be based  on  the  knowledge database  that  contains  results  of  current  experimental program  as well as summary of the experimental data available in the literature.  This information system will  facilitate  retrieval  of  critical  data  during  design  process  and  in  making  certification decisions regarding damage tolerance and durability of GLARE structures.  

Expected Outcomes There are still little and insufficient information available about mechanical behavior of GLARE in published literature. More research and testing in basic mechanical behavior such as in‐plane 

37

shear  strength,  bearing  strength  and  tensile/compressive  behavior  at  different  environments, estimation  of  fatigue  lives  and  crack  growth  rates,  notched  sensitivity,  impact  behavior, delaminations and damage characterization are necessary to generate adequate data to facilitate greater utilization of GLARE  in  future aircraft structures. The certification of aircraft structures made of GLARE requires  the material qualification,  the establishment of new strength analysis methods and  their validation by  test.     Also,  the damage  tolerance and durability  certification methodology of  a GLARE  laminate  in  comparison with  a  certification of  aluminum  structures needs to be established.                                         

38

Crashworthiness of Composites ‐ Material Dynamic Properties  Principle  Investigator(s):  Suresh  Raju, WSU  Assistant  Professor,  Aerospace  Engineering  and Hamid Lankarani, WSU Professor, Mechanical Engineering, NIAR Fellow  Driven  by  the  need  for  weight  reduction  and  increased  fuel  efficiency,  composites  are increasingly  being  considered  in  the  development  of  energy‐absorption  (EA)  devices.  The tailorability  of  the  composites,  in  addition  to  their  attributes  of  high  strength‐to‐weight  and stiffness‐to‐weight  ratios,  corrosion  resistance  and  fatigue  resistance  have  made  them  quite attractive in the field of crashworthiness, and in particular in the development of new composite fuselage structures. The limited number of dynamic and drop tests performed on fully composite fuselage structures, however, have indicated differences in the crush patterns, stiffness and other structural  properties  of  composite  fuselage  structures  compared with  the  traditional metallic fuselage structures.  Objective The  aim  of  this  research  is  to  gain  a  better understanding  of  the  crashworthiness  of  the  fully composite fuselage structures by means of a series of quasi‐static, dynamic, and  impact tests as well  as  development  of  analytical  models  such  as  hybrid  and  finite  element  models  of representative sample of composite structures.   The  following  tasks  summarize  the work  to be done at NIAR/WSU on  the  crashworthiness of composites material dynamic properties project. All the tasks shall be coordinated with the FAA‐TC COTR.   

• Survey  of  strain  rates  observed  in  drop  test  experiments  and  finite  element simulations of fuselage drop tests.  

 • Dynamic  material  properties  at  different  strain  rates  will  be  generated  for NB321/3k70P  plain  weave  carbon  fabric/epoxy  prepreg  and  NB321/7781 fiberglass/epoxy  prepreg  material  systems,  and  Plascore  Nomex  PN2‐3/16‐3.0 honeycomb  cores  of  0.75  and  1.125””  thickness.  These material  systems  and  their equivalents are used in airframe structures employing sandwich construction. 

 • Quasi‐static crush testing of some representative sandwich panels and tubes (EA device(s)) mostly used in the construction of composite fuselage structures in order to obtain  the  pertinent  data  characterizing  the  energy  absorption  of  these  panels.  The failure mechanism(s) dominating the energy absorption as well as crush strength shall be identified.  

 • The dynamic properties of  the  same panels under  appropriate  constant  rate(s) will be studied. The stiffness and crush strength under the dynamic  load tends to be higher compared  to  the ones  from  the quasi‐static  tests. The panels will be  loaded at constant  stroke  rates  up  to  30in/s  using  a  high‐speed MTS  servo  hydraulic  testing machine.  

 

39

• Impact drop  testing  of  the  same  panels  shall  be  conducted  to  understand  the response  of  these  panels  under  impact  loads which  are  representative  of  the  crash loads where the strain rate typically varies as dictated by the dynamic equilibrium.  

   Statement of Work  The  following  tasks  summarize  the work  to be done at NIAR/WSU on  the  crashworthiness of composites material dynamic properties project. All the tasks shall be coordinated with the FAA‐TC COTR.  1. Survey of strain rates observed in drop test experiments and finite element simulations of fuselage drop tests. 2. Dynamic material properties at different strain rates will be generated for NB321/3k70P plain weave  carbon  fabric/epoxy prepreg andNB321/7781  fiberglass/epoxy prepreg material  systems, and Plascore Nomex PN2‐3/16‐3.0 honeycomb cores of 0.75 and 1.125”” thickness. These material systems and their equivalents are used in airframe structures employing sandwich construction. The variation of tensile, compressive and shear strength and modulii at different strain rates will be  studied  and  are  summarized  in  table  (1).  A  high‐speed  servo‐hydraulic  testing  machine capable of  stroke  rates up  to  30  in/s  shall be used  for  testing  strain  rates up  to  15s‐1. A  split‐Hopkinson Pressure Bar apparatus will be used for strain rates above 100s‐1 and up to 2000s‐1.  

Material System   Properties   Loading type  

NB321/3K70 P  Plain weave  carbon fabric/epoxy prepreg  

Strength  & modulus  

In‐plane  tension,  compression and shear (off‐axis test)  

NB321/7781  Plain  fiberglass/epoxy prepreg  

Strength  & modulus  

In‐plane  tension,  compression and shear (off‐axis test)  

Plascore  Nomex  PN2‐3/16‐3.0 honeycomb core  

Strength  & modulus  

Transverse  shear,  out‐of‐plane compression  

 Table (1): Summary of material systems and properties to be studied at different strain rates. 

 3. Quasi‐static  crush  testing of  some  representative  sandwich panels  and  tubes  (EA device(s)) mostly used in the construction of composite fuselage structures in order to obtain the pertinent data characterizing the energy absorption of these panels. The failure mechanism(s) dominating the energy absorption as well as crush strength shall be identified.   4. The dynamic properties of the same panels under appropriate constant rate(s) will be studied. The stiffness and crush strength under the dynamic load tends to be higher compared to the ones from the quasi‐static tests. The panels will be loaded at constant stroke rates up to 30in/s using a high‐speed MTS servo hydraulic testing machine.   5. Impact drop testing of the same panels shall be conducted to understand the response of these panels  under  impact  loads which  are  representative  of  the  crash  loads where  the  strain  rate 

40

typically varies as dictated by the dynamic equilibrium. The schematic of the test set up for the drop  tests  is  shown  in  figure  (1).  The  energy  absorption  device  is  mounted  underneath  a constrained mass  (simulating  the occupant). A piezoelectric  load  cell  is placed  in between  the mass  and  the  EA  device  to measure  the  dynamic  loads. Additional  strain  gages will  also  be mounted on the EA device to monitor the dynamic strains. The entire assembly will be dropped from different heights onto a base to simulate a vertical drop. Compliant material (eg. Foam) will be placed on the plate to vary the pulse shapes. High‐speed video of the drop test will be filmed for post‐test analysis of the failure modes and their sequences.   6. Hybrid analytical models of  the panels shall be developed  for evaluating  the dynamic crush strength.  Finite  element  models  shall  be  developed  and  validated  in  order  to  optimize  the honeycomb dynamic crush properties.   Expected Outcomes To develop a database of composites material dynamic properties in order to better understand the crashworthiness of composite fuselage structures.

41

Nanophased Skin‐Stringer Assembly for Aircraft Structures  Principle Investigator(s): Hassan Mahfuz, Professor of Ocean Engineering, Florida Atlantic     University   The  subject of nanocomposites  is  especially  interesting  in  the  sense  that  in nanocomposites  at least  one  of  its  phases  has  one  or  more  dimensions  ‐  length,  width,  or  thickness  ‐  in  the nanometer  size  range,  usually  defined  as  1  to  100  nm.    This  is  the  range where  phenomena associated with atomic and molecular interactions strongly influence the macroscopic properties of the materials.  But this is also the length scale where our knowledge of how to synthesize and process materials is weakest.  Nevertheless, it is very much known that the catalytic, mechanical, electronic, optical, and other properties of a material can significantly and  favorably be altered when that material is fashioned from nanoscale building blocks. It is our intent in this proposal to incorporate the benefits of nanomaterials into structural composites. One  of  the  important  areas  for  future  investments  in  research  identified  by  the NATIONAL NANOTECHNOLOGY INITIATIVE (NNI) is the “beyond nano,” which notes that the advances at the nanoscale will be meaningless if they cannot be interfaced well with the technology at larger material components, systems and architectures  to produce usable devices. One of  the primary objectives of the NNI is therefore, to integrate nano‐objects and nanoscale phenomena into larger hierarchical  systems.  Development  of  large  structural  level  components  from  nano‐infused polymers as being pursued in this proposal precisely addresses such a problem.   It has been  established  in  recent years  that polymer based  composites  reinforced with a  small percentage  of  strong  fillers  can  significantly  improve  the  mechanical,  thermal  and  barrier properties  of  pure  polymer  matrix.  Moreover,  these  improvements  are  achieved  through conventional  processing  techniques  without  any  detrimental  effects  on  processability, appearance, density and aging performance of the matrix. The benefits of nanoparticle  infusion comes from the fact that the  large amount of  interphase zones  in nanocomposites may serve as catalysts for prolific crack growth creating a much greater amount of new surfaces.  The creation of new  surfaces as we know  can  serve as efficient mechanisms  to dissipate kinetic energy,  for example, in the event of an impact.  These interphase zones can also be visualized as defects, the density of which will be very high  in nanocomposites such that the spacing between them will approach  interatomic distances and a  large  fraction of atoms will  sit very adjacent  to a defect.  Any brittle  crack developed  in  the material will  therefore get deflected and branched out  into these defects attributing a crack‐blunting feature to the composites.  If these unique features can be  imparted  to  structural  composites  through  the modification  of matrix,  it may  bring  about significant improvement in the performance and structural integrity of the resulting composites.  While  nanoparticles  have  attractive  attributes,  their  usage  in  structural  composites which  are relatively  large  in dimension  is  almost  non‐existent. The main  objective  of  this proposal  is  to disperse  nanoparticles  into  the  matrix  of  a  composite  material,  and  fabricate  structural components out of  those nanophased matrices. The goal  is  to  impart  the strength and superior quality of nanomaterials on to structural composites.   Objective   The  research  effort  is  aimed  at  the  establishment of  a  science basis  for  a new  class of nanophased materials for aircraft applications.  Specifically the objectives are to: 

• Develop  new  generation  of  polymer‐matrix  nanocomposites  systems,  which  will  be based on the nano‐scaled dispersion of an inorganic phase in a thermally stable polymer.   

42

• Utilize  the modified  polymers with  compatible  fibers  through  an  affordable  and  cost effective process to construct structural components such as skin‐stringer assembly. • Determine  the  structural  integrity  of  the  nanophased  skin‐stringer  assembly  under suitable and appropriate loading conditions.  

 Expected Outcome 

• A methodology for infusion of nanoparticles into matrices through optimal sonic cavitation • An  understanding  of  fundamental  science  behind  particle  and  polymer interaction • A procedure to construct composite Skin‐Stringer Assembly using VARTM  • Nanophased skin‐stringer assembly with superior structural integrity. 

 Collaboration with Boeing   As  stated  earlier  the  basic  premise  of  the  proposed work  began with  a  funding  from Boeing  couple  of  years  ago  to  develop  composite  skin‐stringer  assembly  with  continuous reinforcement of fibers between the skin and the stringer.  Although the funding for the previous work has ended, Boeing is still very supportive of the proposed work to take it to the next phase by  modifying  the  resin  with  nanoparticle  infusion.. We  will  persistently  try  to  secure  new funding from Boeing and use it as matching for the FAA grant. 

                

43

Course Development: Maintenance of Composite Aircraft Structures Principle  Investigator(s):  Larry  Ilcewicz,  Chief  Scientific  and  Technical  Advisor,  Advanced Composite Materials, FAA 

Presenter: Larry Ilcewicz, Chief Scientific and Technical Advisor, Advanced Composite Materials, FAA  Objective The  goal  of  this  proposal  is  to  develop,  in  conjunction with AMTAS  academic  and  industry partners, a syllabus and course material for a short course addressing the maintenance and repair of composite aircraft structures.  Expected Outcomes 

1. A  three‐  to  five‐day  (equivalent)  course,  including  both  distance  learning  and  the regional workshop. 

2. Terminal Course Objectives (TCOs). 3. Curriculum development and delivery of first course, not later than September, 2005. 

 Progress A curriculum development timeline is shown in Figure 2. A curriculum workshop to help define Terminal Course Objectives (TCOs) was held near Seattle November30–December 2, 2004. Approximately 60 international subject matter experts attended. A final report was prepared and posted on the FAA Center of Excellence for Advanced Materials in Transport Aircraft Structures website  for  comment by  the participants  and other  interested parties. 

• TCOs  form  the  framework  for  curriculum development  in  composites maintenance  and repair, in support of high‐composite materials usage aircraft such as the Boeing 787. TCOs have  been  refined  based  on  feedback  from  workshop  participants;  some  have  been assigned to a second ‘prerequisite’ course in order to prepare students for the compressed 5‐day course. 

• An expert consultant, contracted by Edmonds Community College,  is refining the course objectives and storyboard, and assisting in safety message development. 

• Additional subject matter experts (SMEs) have been contacted for various portions of the course  development,  including  industry,  government,  academic  and  independent consultants. 

 Next Steps: 

• Work scope for the FAA grant  is expanding, and discussions are on‐going with the FAA concerning increased funding 

• SMEs  are  being  contacted  to  provide  ‘testimonials’  and  safety messages which will  be integrated into course modules 

• Industry contacts are being made for composite repair video modules to incorporate into the course via ‘video streaming’ 

• Efforts continue to recruit SMEs to provide input into the TCOs and develop the regional laboratory component of the course. 

• Laboratory  equipment  lists  are  being  developed  and will  be  compared  to  the  current inventory list in order to order equipment and materials 

44

• A teleconference was conducted for those workshop attendees interested in reviewing and providing input into the course development. Edmonds Community College is developing synchronous  communications which will  be  a  combination  audio  and visual discussion from remote computer stations. 

                     

Figure 1: Composites Curriculum Overview   

Prerequisite Development –

Web BasedWeb Based

Aug to Sept ‘05

Lab - Regional

Content – Web Based

2006

Lab - Regional

Content - Classroom

Repair Course Development

Apr to Jul ‘05Lecture/PowerPointStreaming VideoTestimonialsSafety Messages‘BlackBoard’ or equiv.

TCO Development

Organize Course Modules

WorkshopFeedback

Nov/Dec ’04 Workshop Jan to Apr ‘05

45

 Figure 2: Curriculum Development Timeline 

                     

46

Development  of  Reliability‐Based  Damage  Tolerant  Structural  Design Methodology 

Principle  Investigator(s):  Kuen  Y.  Lin,  Professor,  Professor,  Department  of  Aeronautics  and Astronautics, University of Washington 

Background 

Traditional  design  procedures  for  aircraft  structures  are  based  on  combinations  of  factors  of safety  for  the  loads  and  knockdown  factors  for  the  strength.  Both  the  factors  of  safety  and knockdown factors have been obtained from the past five decades of design for metal aircraft. There  are  at  least  two  shortcomings  to  these  traditional design  procedures.  First,  because  the procedures  were  developed  for  conventional  configurations,  metallic  materials,  and  familiar structural  concepts,  they  may  be  difficult  to  apply  to  aircraft  that  have  unconventional configurations, use new material  systems, and  contain novel  structural  concepts. Consider,  for example,  the  case  of  composite  materials.  Adaptations  of  traditional  design  procedures  to account  for  larger scatter  in composite properties and  the sensitivity of composite structures  to environmental  effects  and  to  impact  damage  have  led  to  a  very  conservative  approach  for designing composite structures. This approach,  in essence, assumes that a ʺworst case scenarioʺ occurs simultaneously  for each design condition—temperature, moisture, damage,  loading, etc. This results in substantial and unnecessary weight penalties. Another shortcoming of traditional design procedures is that quantitative measures of reliability are  not  available. As  a  result,  it  is  not possible  to determine  (with  any precision)  the  relative importance  of  various  design  options  on  the  reliability  of  the  aircraft.  In  addition,  with  no measure  of  reliability  it  is  unlikely  that  there  is  a  consistent  level  of  reliability  and  efficiency throughout  the  aircraft.  That  situation  can  lead  to  excessive  weight  with  no  corresponding improvement in overall reliability. To  overcome  these  problems,  a  new  design  approach  to  quantify  the  reliability  of  aerospace structures has been proposed by Lin, et al [1, 2]. In this approach, the “Level of Safety (LOS)” of an existing structural component is determined based on a probabilistic assessment of in‐service accumulated  damage  and  the  ability  of  non‐destructive  inspection  methods  to  detect  such damage. Specifically, the discrete LOS for a single inspection event is defined as the compliment of the probability that a single flaw size larger than the critical flaw size for residual strength of the  structure  exists, and  that  the  flaw will not be detected. The  cumulative LOS  for  the  entire structure is the product of the discrete LOS values for each damage type present at each location in  the  structure. This  approach  can be utilized  to develop  a design process  that  evaluates  the equivalent LOS of an existing structure, and use this value in the design of a new structure that matches  or  exceeds  the  existing  LOS  value.  The  LOS method  enables  the  characterization  of uncertainty  associated with  damage  accumulation,  inspection  reliability  and  residual  strength behavior of the structure. Using the general concepts of this design methodology, the reliability of a structure can be assessed on a quantitative basis, allowing aircraft manufacturers, operators and  flight  certification  authorities  to  evaluate  the  risk  associated with  structural  failures  in  an aircraft fleet.  Objective The overall objective of  the proposed research program  is  to develop a probabilistic method  to estimate  structural  component  reliabilities  suitable  for  design  and  inspection,  and  regulatory 

47

compliance. The proposed research spans over a  three‐year period, consisting of  two phases of study. The  first year will  focus on methodology development and validation while  the  second and  third  year  will  concentrate  on  the  application  of  the  developed  technology,  such  as inspection scheduling and maintenance service guidelines. The cooperative strategy is to partner this research with the FAA and Boeing.  Phase I Research Tasks • Develop  a  probabilistic  method  to  determine  inspection  intervals  for  composite  aircraft 

structures. • Develop computing tools and algorithms for the probabilistic analysis. • Establish in‐service damage database from FAA SDR and other sources. • Demonstrate the developed method on an existing structural component.  Work Accomplished 

• A  probabilistic  method  for  determining  inspection  intervals  of  composite structures  has  been  formulated. Two  basic probabilistic models have  been developed: The  Integration  and  Full Monte‐Carlo  models.  The  first  model  uses  the  Importance Sampling and Latin Hypercube  techniques  to compute  the Probability of Failure  (POF) integral using  the Monte‐Carlo  integration. The  second uses  a  traditional Monte‐Carlo simulation  of major  uncertain  parameters  contributing  to  the  structural  reliability  of damage‐tolerant composite structures. Both models are based on random simulation of individual residual strength histories shown in Figure 1. These models take into account the  following  uncertain  parameters:  types  of  damage,  number  of  damages  per  life, damage size, damage initiation time, time of damage detection, external loads, structural temperature,  initial  failure  load, and  residual  strength degradation due  to  the damage and possible strength degradation after repair. 

  

     Figure 1  

Residual Strength

Time

1 2

3 4

5

6 7

8

ith interval of constant strength: Time interval ti[T1,T2…,D], Damage type TDi, Residual strength Si(D,TDi),

48

      

• The development,  testing  and documentation of both models have been  completed. The  Integration model provides  reasonably good speed and accuracy, while  the Full Monte‐Carlo model allows for better temperature simulation and failure data output, thus providing a detailed understanding of the underlying probabilities. 

• Basic  computer  software  has  been  developed.  It  uses  MS  Excel  for  database management,  Excel  Visual  Basic  Scripts  for  running  common  ActiveX  component written in Visual C++, which invokes in its turn the different integration or simulation modules written in Visual Fortran. The software debugging has been completed. 

• The  validity  of  developed  method  and  software  has  been  demonstrated  on  four existing  structural  components.  In  addition,  a  generic  example  problem  has  been analyzed. This problem includes most features of the four problems mentioned above, but  the  initial data are  simplified  to provide better understanding of  the main  ʺrisk driversʺ  affecting  the  Inspection  Interval.  The  output  of  the  study  shows  how  the Inspection  Interval varies with parameters used  in  the model. The parametric  study shows that: 

 1. The damage occurrence data are extremely  important. As expected,  the POF  is 

proportional  to  the  damage  occurrence  rate  and  the  Inspection  Interval  is reduced  rapidly  to  maintain  the  same  high  level  of  reliability.  Statistically meaningful damage occurrence data are critical in this analysis. 

 2. The POF is not highly sensitive to the detection probability. Figure 2 shows the 

variation  of  the  Inspection  Interval with  the  average  detected  damage  size  as measured  by  the Weibull  scale  parameter  �.  As  can  be  seen,  the  inspection interval  decreases  as  detected  damage  size  increases.  However,  the  rate  of change is not rapid. Therefore, it  is possible to use an  inexpensive NDI method for  a  smaller  inspection  interval  instead  of  an  expensive  accurate  inspection procedure. 

 

49

Effect of Average Detected Damage

50

70

90

110

130

150

170

0.0 2.0 4.0 6.0 8.0 10.0

Beta parameter, in

Insp

ectio

n in

terv

al, F

light

s

  

  Figure 2 

3. The  inspection  interval  required  versus  strength  restoration  after  repair  is  shown  in Figure 3. Under certain conditions, the  inspection  interval is not sensitive to percentage of  the  strength  restoration.  For  example,  80%  of  the  residual  strength  restoration  is sufficient to maintain a reasonably high reliability level with the same inspection interval. 

 

Inspection Interval required to maintain the same POF vs. % of Strength Restoration after Repair

19

110135 138 138

0

50

100

150

60% 70% 80% 90% 100% 110%

Strength Recovery after Repair

Insp

ectio

n In

terv

al.

Flig

hts

   Figure 3 

 

 

 

 

 

50

Methods  for  the  Evaluation  of  the  Fitness  of  Fiber  Reinforced  Composite Surfaces for Subsequent Adhesive Bonding  Principle Investigator(s): William T.K. Stevenson ,Wichita State University Chemistry Professor, Charles Yang, Associate Professor, Mechanical Engineering, NIAR Fellow  The  use  of  carbon  based  composite  materials  in  primary  load  bearing  applications  in  the commercial aerospace industry has increased dramatically over the past decade. With user safety  in mind, the FAA has determined to coordinate and  lead an effort to  improve our understanding of current composite bonding methodology in the commercial aerospace and scientific community, with special emphasis on surface preparation and characterization prior to the bonding event.  To this end, FAA has issued a RFP to instigate a project that will (1) evaluate and archive current industrial methodology, (2) survey the scientific and industrial literature with a view to selecting the technique(s) best able to detect surface structures that promote good and poor bonding, and (3) begin to develop protocols for the use of said technique(s) of surface analysis in the industrial setting.  Objective To  develop  a  test  (or  tests)  that will  address  a  surface  property  that  is  associated with  the formation of a “good” or “bad” bond, said test to be non‐destructive and applicable to the pre‐bonded composite surface, so as to be able to identify that surface as conducive or non‐conducive to the formation of a good or deficient bond line, and to have potential for use on the shop floor  In addition,  the FAA has  identified  three milestones  required  for  successful completion of  this project. 

• Milestone #1 Identify Contaminates • Milestone #2 Identify Potential Chemical Analysis Technologies • Milestone #3 Establish Appropriate Chemical Analysis Level 

 Our  initial  literature  review has allowed us  to address  the  first 2 milestones. We will provide proof of concept then establish appropriate levels of analysis (Milestone #3) during the integrated program of work that is detailed in this proposal.  Technical Tasks  Surface Contaminants To simplify discussion, we have distributed surface contaminants into two categories – water and “everything else”, the latter consisting of (among other things)….. • Silicone mould release agents • Peel ply residues • Residues from gloves • Other oils and greases • Food products, hair products • Material deposited from the atmosphere during long term storage • Solvent residue  

51

Specific Probes for Surface Contamination For water • Attenuated Total Reflectance mid Infrared spectroscopy • Attenuated Total Reflectance near Infrared spectroscopy • Diffuse reflectance near Infrared spectroscopy  For everything else • Laser desorption mass spectroscopy • ESCA, XPS, and SIMS (for reference purposes)  For water and everything else • In situ liquid droplet spreading – contact angle measurements  Plan of Work Carbon fiber reinforced composite plaques will be made under contract in the composites lab at NIAR using standard technology and shaped to conform to either of the static or dynamic wedge test geometry. Step 2:  Grit blast composite test piece surface then apply surface treatment Step 3: Apply test for surface and produce measurement Step 4: Glue test pieces together into wedge test or lap shear configuration Step  5:  Run  static  or  dynamic wedge  test  and  obtain measure  of  crack  growth  or  bond  line strength 

 Step 6: Analysis of  the experiment. We will correlate  the  results of steps 3 and 5 and establish relationships between the measurement used to characterize the surface and bond integrity.  Specific Surface Tests 

• Surface Analysis  for Water by Fourier Transform  Infrared  (FTIR) Spectroscopy. Fourier  Transform  Infrared  spectroscopy will  be  used  to  determine  the  levels  of water at and near the surface of the composite prior to bonding • Surface analysis by ESCA/XPS and SIMS. XPS/ESCA and SIMS will be used as reference  techniques against which  to evaluate  the efficacy of  techniques of surface characterization to be developed in this project. • Surface Analysis by Laser Desorption/Ionization – Mass Spectrometry (LD‐MS). 

52

• Surfaces will  be  characterized  by  LD‐MS  spectroscopy  prior  to  bonding  as  a means of detecting trace levels of surface contaminant • Surface  analysis  by Measurement  of Contact Angle  /Droplet  spreading  on  the Surface • We will measure the contact angle that a droplet of clean solvent makes with the prebonded  composite  surface  and  from  the  contact  angle measure  the  surface  free energy of the surface 

 Expected Outcomes We  envision  this work  to  result  in organizing  a planning meeting  at NIAR,  to which we will invite interested industry players., for the purpose disseminating  our goals and invite input into how  to best  tailor  the work  to meet  current  industry needs.  It may be advantageous  to  invite participants from FIU to discuss how to plan and coordinate our efforts.  In response to our objectives and the FAA derivatives, we will develop non‐destructive chemical tests to determine the presence of, and levels of, water and other contaminants at the surface of cured  composites  prior  to  bonding  –  said  tests  to  be  potentially  able  to  be  applied  using apparatus that can be positioned and repositioned close to the part, then correlate the results of those tests with bondline integrity so developed.                              

53

Identification and Validation of Analytical Chemistry Methods for Detecting Composite Surface Contamination and Moisture   Principle Investigator(s): Xiangyang Zhou, Florida International University  Background Adhesive bonding has been used in the manufacture and repair of primary aircraft structures for over  50 years  and  is  still  in use on  current  aircraft projects  as  a direct  competitor  to  riveting. Adherend  surface  preparation  is  a  critical  issue  to  structural  integrity  of  bonded  structures. Inadequate surface roughening, possible chemical contamination on peel ply, release fabric and release  film, and surface water moisture result  in poor adhesion,  i.e. a weak bond between  the adhesive  and  adherend,  and  reduced  long‐term  durability.    The  problems  with  chemical contaminations  from  peel  ply,  release  fabric  and  release  film  that  prevent  adhesion  of  the adhesive to the substrate are now fairly well known. What is far less understood is the adverse influence of pre‐bond water moisture  that  is unable  to  avoid during manufacture,  repair,  and service. Water inclusion in pre‐bond adherends could affect short‐term or long‐term strengths of adhesive bonding depending on how fast are the diffusion and accumulation processes. As being presented in the recent FAA meeting on bonding structures, water moisture is claimed as one of the most  adverse  factors  in  adhesive  bonding  processes.    Current  adhesive  bonding  quality assurance practice relies on tightened surface preparation process control and mechanical testing on bonded specimens and non‐destructive inspection (NDI) after bonding. Thus, in the absence of a definitive surface quality control method, laborious and sometimes inadequate measures are used  to  ensure  the  quality  of  adhesive  bonding,  thereby  creating  an  undue  expense  on  an otherwise economic manufacturing process.       Objectives The objectives of  the proposed  research are: 1)  identify surface quality assurance methods  that are currently being used by aircraft manufacturers and  repair service providers and determine whether the current quality assurance tests including the wedge test are sufficient to ensure the contaminated  peel  plies  are  detected  and  not  used,  and  2)  to  identify  and  validate  definitive analytical chemistry methods to provide sufficient in‐field quality assurance.   Approaches In  the present phase of  this research, FIU will benchmark or  improve understanding of surface preparation processes, surface assurance and certification procedures using mainly  information collection  and  analysis  approach.  FIU will  also  use  atomic  force microscopy  (AFM),  scanning electron microscopy (SEM), and energy dispersive X‐ray spectroscopy (EDS), and electrochemical measurements  to  study  the  surface morphology,  surface  chemistry,  and  activity of  surface  for peel ply samples. These analytical studies in coupling with the information analysis should allow establishment  of  criteria  for  in‐field,  online  analytical  chemistry  methods  for  the  surface preparation assurance. In addition, FIU will identify and validate technologies that are promising for the in‐field surface preparation assurance.        

54

Preliminary Result Outcomes FIU  has  reviewed  a  large  number  of  articles  and  data  with  emphasis  on  quality  control procedures  for  fabricating  environmentally  durable  adhesive  bonds  to  benchmark  the understanding of current adhesive bonding technology. Analyses on conflicting results of surface pretreatments lead to conclusions as follows: 

1. Post‐bond mechanical strength tests including the Boeing wedge test are not sufficient for certifying environmentally durable adhesive bonds. 

2. Variations in bond strength and durability with the same pretreatment‐bonding method implied  that an effective quality control procedure  is needed  to control and reduce  the variations. Adhesive bonded joints fabricated under quality control procedure will have predictable in‐service performance.  

3. It  was  found  that  bond  quality  was  affected  by  the  nature  and  timing  of  surface hydrocarbon contamination during pretreatment peel ply or  tear ply procedures, while pre‐bond moisture on the adherends was the most detrimental to bond integrity.   

4. The analysis  indicates  that a contaminate‐free adherend surface  is a pre‐requisition but not a sufficient condition for forming a strong and durable adhesive bond. A chemically activated  adherend  surface  can  enable  covalent  bonds  between  the  adherend  and adhesive.  The  covalent  bonds  can  effectively  inhibit  the  bond  displacement  due  to contaminants  and  ingress  water  during  service.  The  surface  preparation  certification criteria should evaluate both cleanliness and activity of the surface. 

5. Certification of pre‐bond surface preparation quality requires implementation of effective surface  chemistry  inspection  technologies  for  each  and  every  steps  of  the  surface preparation  procedure  to  ensure  the  strength  and  durability  of  the  bonded  aviation structures.   

6. A prototype carbon nanotube (CNT) based humidity sensor has been developed (Figure 1). Experiment studies indicate that this sensor is sensitive to moisture (Figure 2).   

 Figure 1. The schematic depicts the possible humidity sensing mechanism by PVA 

functionalised Y‐junction single wall carbon nanotubes.  

55

  Figure 2. Effect of relative humidity change on conductivity of PVA functionalized and pristine 

Y‐junction single nanotubes.  Expected Outcomes The benefits of this research to the aviation industry are as follows: 

1. Better understanding of the pre‐bond surface preparation methods 2. Better understanding of bond strength and durability versus surface preparation 3. Novel in‐field, online certification and assurance technology for surface preparation and 

adhesive bonding processes 4. Reduced costs for surface preparation and adhesive bonding processes 

                       

56

 Adhesive  Characterization  and  Element  Testing  of  Fatigued  and  Damaged Bonded Joints  Principle Investigator(s): Waruna Seneviratne, Manager, NIAR Structures Lab  Background Development of advanced material and process technologies has significantly increased the use of  adhesively  bonded  joints  in  aircraft  primary  and  secondary  structures  due  to  favorable characteristics of these joints in comparison with riveted, spot‐welded, and mechanically fastened structures. Applications on primary structures require rigorous characterization of the material.  This includes quality assurance and durability investigation.  These short‐term and long‐term issues must be investigated so that the certification of these joints can be instituted to ensure the structural integrity of these joints throughout the service‐life of the aircraft.    This  practice  can  avoid  a  catastrophic  failure  of  bonded  structures  similar  to Aloha Airline’s  Boeing  737  incident  that  led  to  the  emphasis  on  damage  tolerance  investigation  of mechanically fastened metallic structures.   Objective Purpose  of  this  research  was  to  investigate  the  structural  integrity  of  bonded  joints  during operation  through  damage  tolerance  and  effects  of  defects  investigation  and  propose  a qualification methodology  for  certification  and  quality  assurance  of  these  joints.    This  study investigated the concerns related to manufacturing defects of bonded  joints and their  impact to the  structural  integrity. These  integrity  issues are  categorized under  concerns on  the adhesive, adherend and/or bondline and are highlighted below:  1. Adhesive – During the manufacturing process the adhesive properties can be affected by the process,  contamination  and  cure  profile.  Porosity  can  also  affect  the material  properties  and degrade the joints as they are exposed to humidity and fatigue. In addition to the aforementioned two  conditions, during  service,  the  integrity of  joints  can be  affected by  exposure  to heat  and ultraviolet radiation, and stress relaxation.  2.  Bondline  –  This  issue  concerns  the  integrity  of  the  bondline  or  the  adhesion  between  the adherend and adhesive. This has commonly been referred to in the literature as adhesive failure, but for the purpose of this white paper will be referred to as adhesion. Bondline integrity can be attributed to imperfections of adherend surface, pre‐bond moisture, poor surface preparation of the adhesive surface, and aging of the adhesive layer in composite  joints. Additionally, in metal bonded joints, the oxide layer and the primer can contribute to the integrity of the structure. Poor surface  preparation  of  these  joints  is  a major  concern  and  one  of  the  leading  causes  of  joint failure. The process  and handling  can  also  create  significantly  large voids  (debonds)  that will reduce the load carrying capabilities of the joint and may be the location for cracks to start in the adhesive. The  changes  in  the bondline  thickness within  the  joint  can  also  lead  to unfavorable stress concentration that can affect the joint durability in service. The effects of curved and joggle joints may also pose a threat to the durability of the joint as well. The loss of surface energy that may have been  the  result of poor  surface preparation or oxidation,  in  time directly affects  the structural  integrity  of  the  joint.  Exposure  to  ultraviolet  radiation,  humidity,  and  fatigue conditions  over  a  long‐period  of  time have  also not  received  a  large  amount  of  investigation. 

57

These conditions along with impact, overload, and heat may result in debonds that alter the load path.  3. Adherend – The defects of composites adherend such as delamination, under‐cured resin, resin contamination,  as well  as  the wrinkles/depression  resulting  during  fabrication,  have  received some  investigation  in  the  past.  However,  the  effects  of  such  defects  on  the  integrity  of  the bondline have not  received much attention.  In addition, delamination of composites adherend, impact damages, exposure to heat and humidity, and overload may also deteriorate the integrity of bonded joints. The  proposed  research  is  divided  into  three  tasks  listed  below  which  outline  the  technical approach and objectives of  the program. The program will  focus on  adhesive  characterization issues, bondline variation affects and element damage tolerance of bonded joints.  Technical Tasks  Task 1 – Coupon and Sub‐Element Characterization The purpose of this proposed research  is to  investigate the structural  integrity of bonded  joints during operation  through damage  tolerance and effects of defects  investigation and propose a qualification methodology for certification and quality assurance of these joints. This phase of the program will be conducted  jointly  in parallel with  the adhesive survey and bonding workshop tasks. Phase II of the experimental program will be to look at larger structures as indicated in the initial proposal. Loctite EA 9392 two‐part paste adhesive system will be selected for this phase of the investigation.  Test Matrices The structural integrity of bonded joints can be weakened by a number of factors, which include manufacturing  defects  that  occur  during  airframe  production  and  operational  defects  and/or damages  that occur during operation. These  integrity  issues are categorized under concerns on the adhesive, adherend and/or bondline. The apparent shear strength of adhesively bonded joints with three different defect configurations will be investigated: 1. Variable bondline thickness 2. Disbond 3. Impact In addition  to  the  effects of defects  investigation, a newly developed V‐notched  rail  shear  test method  along with  several  standard  test methods will  be  evaluated  for  the  qualification  and quality control of adhesives.  Variable Bondline Thickness Effects on Bonded Joints (Sub‐Task 1.1) The  goal  of  this  task will  be  to  generate  bondline  variability  data  using  element  tests which represent  typical  aircraft  construction  and  loading. A  small working  group will  be  formed  to identify representative bonded  joints  to be studied  for  thickness variation. This will be used  to establish guidelines of the bondline variability limits within a joint and to provide guidance as to the effect this variability has with the load carrying capability of the  joint. This sub‐task will focus only on either flat or joggle joints tested in a torsion only loading configuration. A total of twenty four (24) specimens will be tested to investigate the effects of variable bondline thickness. 

58

 Effects of Disbonds in Joints (Sub‐Task 1.2) For  safety  assurance of  adhesively bonded  joints,  it  is vital  for  adhesive  joints  to demonstrate “no‐growth” behavior with the presence of discrete damage.  There is also a need to develop and demonstrate  the  ability  of  adhesive  joints  to  contain  larger  amounts  of  damage/disbond  that might be incurred during flight or during production.  Successful demonstration of this will aid in the deployment of adhesive joints to other portions of aircraft primary structure.  The effects of different disbond geometries, lightening strike damages, and fastener installation on the residual strength of the composite bonded joint were investigated using picture frame test setup.  Effects of Impact Damages on Bonded Joints (Sub‐Task 1.3) In  this  sub‐task,  the  impact  damages  due  to  different  impact  diameters will  be  investigated. Impact  testing will  be  conducted using  a  gravity  assisted drop  tower with  a high  speed data acquisition  system.  Impacted  specimens will  be  subjected  to  TTU C‐scanning  to  quantify  the planar damaged area using image analysis software. In addition, the residual indentation will be measured.  Adhesive Qualification Methodology (Sub‐Task 1.4) The  purpose  of  this  task  is  to  begin  the  development  of  a  recommended  standardized characterization and procurement methodology for the development of an adhesive to be used in structural bonding applications.  Task 2 ‐ Adhesive Survey and Summary Document The primary objective of this task is to conduct a survey on adhesive bonding which will be used to as a basis for a FAA sponsored workshop in June 2004.  Task 3 ‐ Damage Tolerance on Full‐Scale Bonded Assembly The main goal of this proposed task will be to test and explore the limits of damage tolerance of the  bonded  airframe.  The  objective  of  this  task will  be  to  provide  damage  tolerance  data  to demonstrate scaleup issues of full‐scale bonded assemblies. Once several joints are identified, the objective  of  the program will  be  to  investigate  the damage  tolerance  aspect  of  the  assemblies under static and fatigue loading.    

59

Expected Outcomes  

1. A working group will be  established  at  the beginning of  the program which  includes representatives  from  the  FAA,  WSU,  participating  aircraft  industries  and  adhesive suppliers.  Additional  members  will  be  added  to  the  working  group  as  needed  and directed by the FAA program monitor. This working group will develop a detailed plan and schedule for the research program which focuses on the element bonded joint testing and  characterization  under  damage  and  fatigue.  (2)  Develop  characterization  and procurement  specifications  for  adhesives  based  on  the work  currently  funded  by  the FAA for Liquid Resin Molding (LRM) materials. 

 2. Specific  variable  thickness  bonded  joint  tests  as  determined  by  the  working  group. 

Results of experimental tests and supporting analysis to be detailed in FAA final report.  

3. Specific bonded  joint element  tests with damage as determined by  the working group. Results of experimental tests and supporting analysis to be detailed in FAA final report. 

 4. Specific bonded  joint element tests under fatigue loading as determined by the working 

group. Results of experimental tests and supporting analysis to be detailed in FAA final report. 

 5. Survey  the  industry  and  collect  information  from  past  military  and  commercial 

applications of bonding to fabrication and repair of aircraft structures. Organize a FAA workshop on bonding  to be held  in Seattle, WA  in  June 2004 and produce a  final FAA report which summaries the results from the survey. 

 6. Help conduct the Bonded Structures Workshop. This will include providing organization 

and leadership in the breakout sessions based on results collected to date in the survey. Additional data  collected during  the  bonded  structures workshop will  be  added with results  from  the  bonded  structures  survey  in  documenting  a  contractor  report. Recommendations  for  future  efforts  in  benchmarking  the  use  of  bonding  in  aircraft products will also be derived and documented.  

            

60

Damage  Tolerance  and  Durability  of  Adhesively  Bonded  Composite Structures  Principle  Investigator(s):  Hyonny  Kim,  Assistant  Professor,  School  of  Aeronautics  & Astronautics, Purdue University    Significant  amounts  of  composite materials will  be  used  in  new  commercial  jetliners  such  as Boeing  7E7  and  Airbus  380,  as well  as  in  small  and mid‐sized  aircraft. Many  composite‐to‐composite and composite‐to‐metal components are bonded by adhesives, in both secondary and primary  load  bearing  structures.  It  is well  known  that  failure  prediction  remains  a  difficult problem  in  composites  and  in  adhesively  bonded  joints.  For  adhesively  bonded,  built‐up structures,  failure  is even more difficult  to predict due  to  the complexities of geometric details and loading. Being able to definitively predict failure is a necessary technology that needs further research for obvious reasons related to safety, performance, and cost. Flaws and damage such as matrix cracks and delamination within the composite, and debonding within  joints, are difficult to detect and yet can potentially lead to catastrophic failure. Such damage forms, when detected, also present significant challenges within the context of repair. Efficient repairs to cracked metal and  composite  structures  are  achieved  by  adhesively  bonding  a  composite  patch  over  the damaged zone. An additional component of complexity arises when considering the durability of bonded  composite  structures:  degradation  of  polymers  (composite matrix  and  adhesive)  can occur due  to  long‐term environmental exposure,  thereby negatively  impacting  the  fracture and fatigue characteristics of these materials.        This proposal is composed of three activities, each focusing on aspects related to the effect of variable adhesive bondline thickness on the failure of bonded composite structures.  Objectives This project is focused on understanding the effects of bondline thickness on the damage growth mechanisms  in  adhesively  bonded  composites  structures.  The  overarching  objective  is  the investigation  of  the  physical  phenomena  and  processes  that  lead  to  joint  failure,  and  the development of models describing these phenomena so as to make possible the prediction of the tolerance of bonded  structures  to damage, whilst  accounting  for bondline  thickness variations and  environmental  effects. Research  activity will be  concentrated on  three  areas,  all  revolving around the dependency of joint failure on bondline thickness: 

1. Establishing  a  methodology  for  consistently  relating  the  intrinsic  material properties of adhesives  in bulk and confined  joint  form, so as  to define bondline‐independent constitutive behavior, 

2. Accounting  for  bondline  thickness  effects  in  the  development  of  crack  growth criteria which will be based on fracture mechanics and on cohesive zone modeling approaches, and 

3. Investigating how varying bondline thickness interacts with moisture effects in the fracture behavior of adhesively bonded joints. 

     

61

Technical Approach    The objectives of this project will be accomplished by three closely tied activities: 

• Adhesive Constitutive Behavior in Bonded Joints • Bondline Thickness Dependent Fracture Criteria • Influence of Moisture and Bondline Thickness on Joint Fracture 

 Adhesive Constitutive Behavior in Bonded Joints    This  activity  will  investigate  the  effect  of  adhesive  bondline  thickness  on  measured apparent adhesive properties with the intent of determining an intrinsic set of properties that can describe the adhesive material behavior  independent of bondline thickness. The objective of this component  of  the  project  is  to  develop  a  methodology  for  defining  the  constitutive  law representing  the  intrinsic material properties of an  adhesive,  and using detailed FE models  to account  for  geometric  effects  so  as  to  reconstruct  the  bondline  thickness  dependent  apparent material behavior.  Bondline Thickness Dependent Fracture Criteria    Fracture Mechanics Approach    The ultimate objective of this activity is to account for the effects of bondline thickness on the mixed mode  fracture of bonded  lap  joints and  to  establish  relationships  for predicting  the total critical strain energy release rate as a function of mode mix ratio and bondline thickness.  Influence of Moisture and Bondline Thickness on Joint Fracture    This activity will focus on how varying bondline thickness affects the fracture behavior of adhesively bonded  joints under exposure  to a wet environment.  Increased moisture content  in the adhesive layer (polymers in general) causes significant changes to the constitutive properties and  failure  behavior. An  important  aspect  of  this  problem  that will  also  be  accounted  for  is localized material heterogeneity which can exist in the form of a gradient in moisture content, i.e., a non‐uniformly saturated adhesive layer along the bondline direction.  Expected Outcomes  The outcome of this research will provide the end user community with useful tools that can be employed to interpret bondline thickness dependent test results, and to relate these results to the prediction of fracture in bonded joints.  This has implications related to the amount of testing that is needed  in order  to characterize an adhesive  system, as well as  to certify adhesively bonded composite  structures.    Ultimately,  bondline  thickness  can  largely  be  eliminated  as  a  test parameter  over which  data must  be  gathered,  by  the  use  of mechanics‐based modeling,  and thereby  significantly  reducing  the  amount  of  testing  that  is  generally  needed  for measuring thickness and moisture content dependent adhesive properties.  The ultimate motivation for this activity is in response to the difficulty expressed by the end user community in the characterization of adhesive properties, and in particular the issue of thickness dependency and  environmental  effects. The  expected outcome will be  the development of  the 

62

capability  to  predict  fracture  in  general  joints  using  fracture  data  derived  largely  from  a combination of bulk adhesive tests and a select number of joint tests, as opposed to an exhaustive adhesive characterization test matrix spanning a range of adhesive bondline thickness. 

 At  the conclusion of  the  first year of  this research activity,  it  is expected  that  the  following items will be provided to the FAA.  

• Models  and modeling  guidance  to  account  for  the  adhesive  constitutive  behavior  and  its relationship to varying adhesive bondline thicknesses 

• Bondline  thickness dependent mixed mode  fracture data  for use  in  correlations with model development 

• Moisture dependent Mode I fracture test data from DCB tests • Cohesive  zone  traction‐separation  laws  accounting  for  bondline  thickness  and  moisture 

content in the adhesive • Fracture models accounting for material heterogeneity, i.e., local spatial variations in adhesive 

properties 

Production Control Effect on Composite Material Quality and Stability  Principle  Investigator(s):  Dr.  John  Tomblin,  Executive  Director,  NIAR;  Yeow  Ng,  Associate Director, National Center for Advanced Materials Performance  Advanced  composites  have  emerged  as  the  structural materials  of  choice  for many  aerospace applications because of their superior specific strength and stiffness properties. First developed for military applications, composites now play a significant role in a wide range of current generation military aerospace systems. There has been a significant increase in the use of  composite materials by  the  large  commercial  transport aviation  industry during  the past 25 years,  and many  advances  have  been made  in  general  aviation  and  rotorcraft  vehicles where composites are utilized for primary structural applications.  Unlike metallic materials used in structural part manufacturing processes, the material properties of  composite  structures  are manufactured  into  the  structure  as part of  the  fabrication process. Therefore,  it  is  essential  that material  and  process  specifications  used  to  produce  composite structures  contain  sufficient  information  to  ensure  that  critical  parameters  in  the  fabrication process are identified to control production and adherence to the engineered part requirements. Due to the wide variety of composite structures now emerging for certification (particularly for general aviation aircraft), control of the materials is rapidly becoming a vital issue with respect to the overall assurance of safety.  This  project will  interrogate  industry  sources  to  determine which  issues  are  understood  and which  may  need  further  investigation.  These  issues  will  be  explored  by  interfacing  with appropriate members  of  aerospace  supplier  organizations  and material  user  organizations  to understand  the successes and  failures  (lessons  learned) under  the current operating strategy of both aerospace and commercial products.  Objective 

1. Identify what fiber, resin, and interface issues are possible which could lead to loss of material control in the product produced for aerospace applications. 

2. Identify control strategies  for process  lines,  levels control and  their  importance  in the  final product  form  reliability  (correlation between  constituent materials,  fiber resin‐mixing and final material form [Prepreg, VARTM]). 

3. Review  acceptance  tests,  and  specific  selected  acceptance  values  (minimum, average and maximum) affect on the detection of safety concerns (vs. economic). 

4. Determine how associated safety risks could be mitigated.  Expected Outcomes This program will develop  essential  information on  the nature of  the  controls  required  at  the producer  level  to  assure  the  continuation  of  stable  and  reliable  composite  raw  material  for aerospace usage. The  intent of  this  investigation  is  to determine  the  level and types of material and  process  control  that  would  confirm  that  the  property  values  established  during  initial evaluation and characterization are not changed over time. In recent experience, a required level of control has been prescribed by aerospace  suppliers, which  is not necessarily maintained  for less critical needs (e.g., sports equipment, infrastructure).  

64

This program will review the delineation in control between aerospace and commercial products. The  investigation  will  identify  the  differences  and  similarities  in  the  control  process  and determine  their effect on  the reliability of  the product produced.  It  is recognized  that variation control  related  to  high  volume  production  is  sometimes  more  restrictive  than  the  controls provided on aerospace products due to economic factors. This may mean  that  the  controls  on  “commercial”  products meet  the  needs  of  the  aerospace community but are not specifically aimed at end product assurance testing. The suitability of these alternate control strategies and their effect on the ultimate reliability for aerospace applications will be explored.                                        

65

Thursday, May 26, 2005   Full‐Scale Damage Tolerance of Adhesively Bonded Composite Joints  Principle Investigator(s): Suresh Raju, Wichita State University  Background Sandwich  constructions are widely used  in airframe  structural applications due  to  the distinct advantages  they  offer  over  other  metallic  and/or  composite  (monolithic  laminate)  structural configurations  in  terms  of  stiffness,  stability,  specific  strength,  corrosion  resistance,  ease  of manufacture and repair, and above all the weight savings. However, the sandwich structures are very susceptible to localized transverse loads, due to their inherent construction. These loads are transient in nature and could be inflicted on the airframe structure during various stages of the aircrafts  life. The  response of  sandwich  structures  to  the  transient  loads,  the  resulting damage states, their detectability and the effects of the damage states on the residual properties have been widely investigated using experimental and analytical methods.  However, most damage resistance and  tolerance  investigations have been  limited  to  laboratory coupons  and  the  studies  on  full‐scale  airframe  components  are  rare.  In  this  report,  a  brief summary of the lessons learned from the coupon level testing of sandwich panels is summarized, based  on  which  damage  resistance  and  tolerance  investigation  of  full‐scale  components  are proposed.  The damage resistance and tolerance characteristics of flat sandwich panels with thin facesheets were  observed  to  be  highly  dependent  on  the  impactor  size  (DOT/FAA/AR‐00/44).  The  blunt impactors (3” diameter, hemispherical) produced large damage areas, which were subsurface in nature and predominantly core crushing with almost negligible residual  indentation, while  the sharper impactors (1” diameter) produced smaller damage areas accompanied by skin fractures and considerable residual indentation depths, as illustrated in figure (1a). The residual properties of  the  impact  damages  sandwich  panels were  studied  using  in‐plane  compression  tests.  The damage  states due  to blunt  (3”)  impactors promoted  a  stability‐induced  failure; with  the  core crush region and slight indentation constituting a geometric imperfection. The damage states due to  1”  impactor,  produced  stress  concentration  induced  compression  failures  of  the  skins. The residual strengths associated with stability‐induced failures were consistently lower than that of compression  failures  (figure  1b).  The  implementation  of  these  observations  to  address  the damage  tolerance  issues during  the design process would  require additional knowledge of  the effects of scaling, combined loading, presence of substructures, stress raisers (cut outs) etc. 

66

  Objective The primary objective of this proposed program is to conduct a series of full‐scale tests on curved panels at the FAA’s curved panel test facility in Atlantic City, NJ. The activities outlined in this proposal describe a  joint effort between WSU/NIAR and  the FAA Technical Center  to conduct these full‐scale tests. A  composite  sandwich  test  article was designed  to  study  the damage  tolerance  characteristics under  combined  longitudinal, hoop and pressurization  loading using  the FASTER  test  fixture. Unlike  aluminum  test  articles,  the  composite  test  article  is  desired  to  be  representative  of  a monocoque fuselage, i.e., without any frames or stringers. The objective of the test is to simulate the  strain  fields  that  exists  under  the  combined  longitudinal  and  pressurization  loading  in  a portion of the fuselage structure. The test article should be designed in such a way that the strain fields are close to that of the actual fuselage structure, over a significant portion of the test article. The  test  article  has  to  be  suitably  reinforced  around  the  periphery  for  external/reactive  load introduction to eliminate undesirable failures near the edges. The edge stiffening resulting from reinforcements  along  the  edges must  not  however  alter  the  strain  distributions  at  sufficient distances from the edges. The following constraints and features were imposed on the design of the sandwich test article. 

1. The test article should have an internal radius of 74” 2. The  circumferential  length must  not  exceed  68”  and  the  longitudinal  length must  not 

exceed 120”. These lengths are inclusive of the edge reinforcements for load introduction. 

67

3. Due  to  the  absence  of  frames,  alternative method  of  reacting  unbalanced  radial  loads must be identified and appropriate modifications/additions to the FASTER fixture must be made. 

4. Design appropriate attachment members to connect the test article to the fixture, which was originally designed for semi‐monocoque metallic test articles. 

 Expected Outcomes  (a) At least 18 full‐scale articles manufactured and delivered to the FAA technical center FASTER facility  for  full‐scale  testing. These coupons will be  fabricated by Adam Aircraft of Englewood, CO.  (b) Coupon tests to represent the material configurations selected for the production of the full‐scale articles. (c)  Perform full‐scale tests of 10 panel configurations at the FAA FASTER facility.                                      

68

 Aging  of  Composite Aircraft  Structures:  Beechcraft  Starship  Teardown  and Decommissioned Boeing 737 Tail   Principle  Investigator(s): Dr.  John Tomblin, Executive Director, NIAR; Lamia Salah, Manager, Fatigue & Fracture Lab; Melinda Laubach, Manager, Aging Aircraft Laboratory  Background With  the  opportunity  to  use  the  composite  decommissioned  737  tail  structure  that  had  a commercial service history of 20 years or greater,  this  research will  focus on providing  insight into  the aging aspects of composite aircraft structures.   Figure (1) shows a schematic of  the 737 composite stabilizer to be used for this investigation.  These composite stabilizers were originally put into service in 1980 and most of them have been recently decommissioned except two that are still in service by a local airline.  

 Figure (1). Schematic of a 737 Boeing Composite Stabilizer  With the opportunity to use the Beechcraft Starship structure, this proposed research will focus on  providing  insight  into  the  aging  aspects  of  composite  aircraft  structures.  Figure  (1)  below shows a picture of the Beechcraft Starship to be used for this investigation. 

69

 The Beechcraft  Starship was developed  in  the  late  80’s using  an  all‐composite  construction,  a variable sweep forward wing, and rear‐mounted Pratt & Whitney turboprops. The development of  the Starship meant mastering a new  technology, building a new manufacturing  facility and training a workforce. Beechcraft/Raytheon only built 53 Starships when production was halted due to poor commercial demand. Of the 53 built, only a small handful was ever actually sold.   Objectives The  research  proposed  will  be  sub‐divided  into  small  sub‐tasks  to  understand  the  aging mechanism of the composite structure which includes (but is not limited to) the following:  

• Investigate  the  structure  for  cracks,  delaminations,  damages,  repair  and  bond   integrity if applicable • Change in mechanical properties and resin chemistry • Material  degradation  due  to  heat,  humidity,  ultraviolet  (UV)  radiation,   oxidation, etc • Evaluate bearing conditions around holes and fasteners • Investigate possible bearing failures or delaminations around the holes • Evaluate effectiveness of repairs • Establish micro‐cracking  fracture  toughness  as  a  function  of  aging  (moisture   exposure, heat, UV, etc) • Calculate effective diffusion constants for water absorption • Evaluate effectiveness of repairs 

   

70

Technical Tasks  Non‐destructive inspection This task will be divided into two phases.  The first phase will involve inspections in accordance with current procedures.  The tail sections may be sent to American Airlines facility in Tulsa, OK and/or  Sandia National Laboratories  for ultrasonic  inspection.   The  flaws  that  are detected  or undetected in this phase will be compared with those found in subsequent non‐destructive and destructive  tests.   The second phase will  involve more advanced  inspection  techniques  that are not yet utilized by certified inspectors (these can be done in collaboration with Sandia National Laboratories as well).    Techniques  such as optical  inspection  technology  (3‐D photogrametry), laser holography, and more rigorous ultrasonic which are available at NIAR will also be used.  The purpose is to determine the potential and practicality of these newer techniques with respect to composite structures. Close coordination with aircraft/airline service stations, other institutions and equipment manufacturers will ensure the success of this task.  The  advanced  techniques which may be used of  the  structure during  the non‐destructive  and destructive phases of the program will be carried out in several stages; visual inspection (in‐fleet type of inspection) and detailed NDI.    Destructive Evaluation and Inspection Verification of  component  structural  equivalency  can only be accomplished by  the destructive testing  of  a  full‐scale  article.    This  is  not  the  same  as  testing  an  element,  specimen  or subcomponent.   As a  rule,  the design of  elements and  subcomponents  includes provisions  for load  introduction  that would not be a part of  the production design.    In  addition,  the  tooling concepts are not identical between test parts and production parts.  Therefore it is advantageous to destructively inspect a part fabricated with production tooling and processes. The objectives for performing a destructive inspection on a part are to: 

• Verify  that  the  performance  properties  established  during  coupon  and  element  level testing (qualification and allowables) are the same in the component. • Quantify internal (hidden) defects or indications detected by non‐destructive inspection, i.e. validate non‐destructive inspection methods. • Validate laminate physical properties (resin content and thickness). • Verify fiber path continuity within  joints and complicated geometries (typically features that can not be verified through a Discriminator Panel or by non‐destructive inspection). 

 It  is  important  to understand  the current condition of  the composite  structure compared  to  its undamaged  state.    Composite  structure  most  certainly  undergoes  synergistic  effects  of  the following parameters during its service life:  

• Microstructural and compositional changes • Time‐dependant  deformation  (fatigue,  creep,  creep‐fatigue,  stress  relaxation)  and resultant damage accumulation • Environmental  cracks  and  accelerated  effects  of  elevated  temperatures (thermomechanical and environmental conditions) 

 

71

Since both the starship and the stabilizers were in service for over 20 years, a number of repairs had also been completed on the stabilizers.   Another goal of the investigation is to evaluate the effectiveness  of  the  repairs  and  relate  the  state  of  the  repairs  to  long‐standing  certification, inspection and repair philosophies.  The  exposure  of  polymeric  composite  to  the  elements  of  nature  over  the  years might  have degraded the properties of the polymer matrix due to moisture diffusion, exposure to ultraviolet radiation and  the  thermal cycling of  the component depending on  the geographical  location of the airline.  

• The moisture gained by the composite component may be measured by suitably drying out the specimen.   • The degradation of the polymer matrix may be in the form of a reduced glass transition temperature  and  reduced  mechanical  properties  due  to  disintegration  of  long  polymer chains  due  to  ultraviolet  exposure.  These  changes  may  be  appraised  using  dynamic mechanical  analysis  (DMA)  and  thermo  gravimetric  analysis  (TGA).   The degradation  of matrix  and matrix/fiber  interface may  also  be  appraised  by  conducting  short  beam  shear tests. 

 In addition, a typical geometric feature that can only be evaluated by a destructive inspection is the  cocured  joint.    Cocured  joint  quality  is  strongly  dependent  on  the  tooling  approach  and design  features.    It  is  only  through  the  fabrication  of  full‐scale  hardware  with  the  actual production tooling that cocured  joint strength can be evaluated.   Another design feature that  is difficult to evaluate a destructive test is the honeycomb sandwich panel where foaming adhesive is used  to  splice honeycomb core  to  solid  structure  (such as  ribs or  spars).    In many cases  the foaming adhesive will migrate  from  the core  to spar bond  line  into  the skin  to spar bond  line.  This migration is detrimental to bond line strength and almost impossible to detect by standard NDI  techniques.    It  is  only  through  destructive  inspection  that  it  can  be  verified  that  the processing techniques imposed to prevent foaming adhesive migration actually work. Possible  tests  for  this  phase  of  the  program  include moisture  content, microscopy  and  visual inspection and thermal analysis.  Expected Outcomes Data generated for this program will provide a better understanding of the aging phenomenon on the composite aircraft structure. This data will be used by the FAA to assess the efficacy of the current/ emerging certification methods; it will also be used to issue policy pertaining to usage of composites with respect to aging factors.           

72

Improving Adhesive Bonding of Composites through Surface Characterization 

Principle  Investigator(s):  Brian  Flinn,  Research Associate  Professor, Department  of Materials Science and Engineering, University of Washington 

Background: 

Joints  represent  one  of  the  greatest  challenges  in  the  design  of  structures  in  general  and  in composite  structures  in particular. The  reason  for  this  is  that  joints  entail  interruptions  of  the geometry of the structure and often, material discontinuities, which almost always produce local highly  stressed  areas.  In  principle,  adhesive  joints  are  structurally  more  efficient  than mechanically fastened  joints and constitute a resource for structural weight saving because they provide better opportunities for eliminating stress concentrations; for example, advantage can be taken of ductile response of the adhesive to reduce stress peaks. Mechanically fastened joints tend to use the available material inefficiently. 

Unfortunately,  because  of  a  lack  of  reliable  inspection methods  and  a  requirement  for  close dimensional  tolerances  in  fabrication,  in  the  past  aircraft  designers  have  generally  avoided bonded  construction  in primary  structure. Adhesive  joints  tend  to  lack  structural  redundancy, and are highly sensitive to manufacturing deficiencies,  including poor bonding technique, poor fit of mating parts and sensitivity of the adhesive to temperature and environmental effects such as moisture. Assurance of bond quality has been a continuing problem in adhesive  joints; while ultrasonic and X‐ray  inspection may reveal gaps in the bond, there  is no present technique that can  guarantee  a  bond  that  appears  to  be  intact  does,  in  fact,  have  adequate  load  transfer capability. Surface preparation and bonding  techniques have been well developed  for metal  to metal bonding, however  this  is not  the case  for composite  to composite or composite  to metal bonding.  Techniques  to  achieve  good  bond  strength  in  composites  have  been  developed,  but there  is not  a  fundamental understanding of  the  role of  surface preparation  techniques  at  the atomistic level. 

Defects in adhesive joints that are of concern include surface preparation deficiencies, voids and porosity, and thickness variations in the bond layer. Of the various defects, which are of interest, surface  preparation  deficiencies  are  probably  the  greatest  concern.  These  are  particularly troublesome because there are no current nondestructive evaluation techniques, which can detect low  interfacial  strength between  the bond and  the adherends. Most  joint design principles are academic  if good  adhesion between  the  adherends  and bond  layer  is poor. The principles  for achieving  this  are well  established  for  adherend  and  adhesive  combinations  of  interest. Hart‐Smith, Brown and Wong give an account of the most crucial features of the surface preparation process.  Condensate  on  adhesive  that  had  not  been  properly  stored  in  a  sealed  bag  in  the refrigerator has also resulted in kissing bonds that separate because of close to zero peel strength. The mechanical  interlock achieved by  filling  the cavities  in peel ply surfaces creates a  ‘Velcro’‐type bond with sufficient strength to pass initial inspections, but without the durability to last in service. Use of peel plies on surfaces to be bonded has been effective in reducing contamination. Co‐cured  joints  have  demonstrated  significantly  less  susceptibility  to  shop  contaminants; therefore, it is anticipated that co‐bonding will be somewhat less susceptible to improper surface preparation than secondary bonding. 

 

73

Objective  

Further  understand  the  effect  of  peel  ply  surface  preparation  on  the  durability  of  primary structural  composite  bonds  through  surface  analysis  coupled  with  mechanical  testing  and fractography. 

Investigate the effect of peel ply material, texture, and moisture content on the surface structure and bond performance of BMS8‐276 form 3 (Toray) laminates using two different adhesives. 

• Peel Ply/Release Ply 

o Materials: polyester, nylon and SRB 

o Texture: Fine, medium and coarse weaves 

o Moisture Content: dry to saturated 

• Adhesive type 

o MB1515‐3 vs. AF555 

 

Expected Outcomes 

To  further  understand  the  effect  of  surface  preparation  on  the  durability  of  co‐bonded  and secondary  bonded  composite  joints,  samples  were  prepared  using  peel  ply  removal  and examined by  surface  analysis  (ESCA, SEM  and Profilometry)  coupled with mechanical  testing and  fractography.  In addition, we hope  to develop a  fundamental understanding of  the role of surface preparation techniques at the atomistic level. 

1. Produce laminates with 10 different peel plies and 1 release film. 

2. Send  samples  to  other  JAMS  investigators  (FIU  and  WiSU)  for  other characterization research. 

3. Characterize  chemical  structure of  laminates  after peel ply  removal using ESCA, SEM,  SIMS  and  other  techniques  such  as  profilometry  and  contact  angle measurement as applicable. 

4. Bond  laminates with Metal bond 1515‐3 and AF555  film adhesives after peel ply removal. 

5. Measure Mode I fracture toughness and perform fractography. 

6. Correlate surface characterization with mechanical properties. 

7. Coordinate  results with parallel study on  long  term durability of similar samples conducted by Lloyd Smith at WaSU. 

74

 

Preliminary Results 

Preliminary results to date include surface chemistry using ESCA, the mode I fracture toughness, GIC,  and  fractography  of  laminates  prepared  with  polyester,  nylon  and  SRB  peel  plies  and bonded with MB 1515‐3. The fracture toughness of laminates bonded with MB 1515‐3 are given Table  1.  The  fracture  toughness  and  fracture mode was  strongly  influenced  by  the  peel  ply material used during layup. 

 

  Polyester peel ply SRB release film  Nylon peel ply 

Average GIC  3.25  0.38  0.70 

Standard Deviation  0.34  0.07  0.08 

Failure Mode  Cohes/Interlam  100% Adh.  100% Adh. 

Table 1: Mode I fracture toughness of laminates bonded with Metal Bond 1515‐3 Adhesive 

 

Clearly, the sample prepared with polyester peel ply has the best bond quality based on mode I fracture  testing. Additionally,  the mode of  failure  (cohesive or  interlaminar)  is more desirable than  the  adhesive  (interfacial)  failure  seen  in  the  other  two  samples. The  interfacial  failure  of samples prepared with nylon and SRB is reflected in their very low GIC values. In order to better understand the reasons for these results, comparison should be made to the ESCA analysis of the laminate surfaces before bonding. Figure 1 shows the spectra collected during the survey scan for composition, while Table 2 gives the amounts of each element shown by the peaks. 

 

 

Figure 1 and Table 2: ESCA Composition Scan Spectra after peel ply removal 

Peel Ply  % C  % N  % O  % Si 

Nylon  77.5  9.8  12.6  Poss trace 

Polyester  75.5  1.9  21.6  1 

SRB  68  0.9  24.2  6.9 

0

500

1000

1500

2000

2500

3000

3500

02004006008001000Binding Energy (eV)

Coun

ts

Polyester

Nylon

SRB

Si

C

N

O

75

The high content of carbon in all samples is expected due to the epoxy matrix and carbon fibers. The  low  fracture  toughness  of  the  SRB  peel  ply  specimens  are most  likely  explained  by  the presence  of  the  significant  silicon  contamination  shown  in  the  survey  scan.  The  amount  of nitrogen, especially in the sample prepared with nylon peel ply is also surprising. To gain some molecular  information and  to  further  investigate  the presence of nitrogen  in  the  samples, high resolution scanning of the C (1s) region is underway. Initial indications are that amide groups are present on the laminate surfaces after nylon peel ply removal. At this point of the research, it is still difficult to explain the poor performance of the samples prepared with nylon peel ply. The amount of C, N, and O found on the surface do not seem to correlate directly to bond quality. The transfer of an amide groups to the surface are possible cause of the poor bonding of the samples. 

 

Summary 

The  fracture  toughness of  laminates bonded with MB1515‐3  is  strongly affected by  the  type of peel ply material used for surface preparation. High toughness bonds and cohesive failure was obtained when  polyester  fabric was  used.  Surfaces  prepared with  nylon  and  siloxane  coated polyester  (SRB)  fabrics  resulted  in  very  low  fracture  toughness  and  adhesive  failure  at  the interface  between  the  adhesive  and  the  laminate. Characterization  of  the  surface  chemistry  of laminates using ESCA after peel ply removal revealed Si on the laminate surface prepared with SRB  fabric.  Si  compounds  are known  to  interfere with  adhesive bonding  and  this  is  the most likely  explanation  for  the  low  fracture  toughness. Amine  groups  and  higher  nitrogen  content were detected on the laminate surfaces prepared with nylon peel ply. This may have contributed to the low fracture toughness, and further investigation is on going. 

76

The Effect of Surface Treatment on the Degradation of Composite Adhesives 

Principle Investigator(s): Lloyd Smith, Associate Professor, School of Mechanical and Materials Engineering, Washington State University 

Background 

To  ensure  the  longevity  of  the  commercial  aircraft  fleet,  the  long  term  durability  of  primary aircraft  structure  must  be  understood.  The  degradation  of  metals  and  their  attachments (mechanical  and  adhesive)  has  been  rigorously  studied  over  the  years.  The  introduction  of composite materials  in  aerospace  applications has presented  challenges  as methodologies  that have  successfully  been  used  for  metals  do  not  always  produce  reliable  results  with  new materials.  Project Motivation 

• Higher  efficiencies  in  commercial  aircraft  are  being  realized  through  composite materials. 

• Bonded joints contribute to the weight savings afforded by advanced materials. • The resistance of adhesives to long‐term degradation is not understood as well as their 

adherends. • Stress can accelerate degradation and is often not considered in degradation studies. 

 Objective This project will consider the effect of surface treatments on composite adherends and accelerated test methods  that may  be  used  to  reliably  compare  their  long  term  degradation.  Follow‐on projects will consider improving durability using nano‐reinforced adhesives.  Goals 

• Surface treatment effects o Strength o Fracture toughness o Durability 

• Accelerated test methods o Wedge crack 

• Model degradation o Geometry o Temperature  

Expected Outcomes (first year) • Long term durability 

o Consider current bond preparation practices o 140F water immersion o Residual fracture toughness after sustained environmental exposure (DCB) o Residual strength and modulus after sustained creep and cyclic loading (WLS) 

• Accelerated testing o Wedge crack coupons o Adherend compliance proportional to fracture toughness o Compare crack growth as a function of bond quality 

77

• Modeling degradation o Expose polymer  to aggressive solvent with measurable weight change  (gain or loss) o Characterize fundamental degradation parameters (D, cm, k) o Consider temperature and geometry effects o Describe the effect of surface preparation on long term degradation 

• Accelerated testing o Determine if a modified composite wedge crack specimen can reliably accelerate degradation 

• Modeling degradation o Experimentally verify a method to that describes polymer degradation 

 

  Fig. 1. Compact pneumatic creep that provides a constant tensile stress to coupons immersed in aggressive environments.   

  Fig. 2. Low profile grips that transfer load from the compact creep frame into the test coupons.