Academic literature on the topic 'Impact – Composites – Délaminage'

L'objectif de cette thèse est de développer une méthodologie permettant d'établir un critère de propagation du délaminage pour des stratifiés composites multidirectionnels (MD). Une stratégie d'essais a été mise en place afin d'évaluer la résistance au délaminage de l'interface de type θ°/0° en modes mixtes I+II sans faire l'essai en mode I pur. Ce dernier a été évité car un problème de changement de plan du délaminage a été anticipé. Deux séquences d'empilement MD, symétrique et asymétrique, avec une interface de délaminage de 45°/0° ont été déterminées à l'aide de la théorie classique des stratifiés et de simulations par éléments finis. Puis, la caractérisation du délaminage a été effectuée pour un composite carbone-époxy T700/M21 aux interfaces 0°/0° (UD) et 45°/0° (MD). La procédure utilisée pour la détermination des séquences MD s'est traduite par des comportements convenables des éprouvettes sous l'essai de délaminage. Ensuite, l'exploitation des essais a été réalisé selon trois approches: expérimentale, analytique, et numérique. La méthode de la complaisance expérimentale s'est révélée la plus adaptée pour la détermination de la résistance au délaminage (GC). Le calcul de la répartition des modes de délaminage a été assuré par simulation numérique de la propagation dans une « couche de résine » positionnée à l'interface. Enfin, la réponse à la rupture par délaminage a été représentée par un critère semi-empirique pour chaque interface. La comparaison des critères montre que les deux interfaces présentent une résistance comparable au délaminage en mode I pur tandis que l'interface 45°/0° est plus résistante au délaminage en modes mixtes I+II et en mode II pur
The objective of this study is to develop a methodology for establishing delamination propagation criteria of multidirectional (MD) composite laminates. A test strategy was defined in order to evaluate the delamination resistance of the interface type θ°/0° under mixed modes I+II without resorting to the test in pure mode I. The mode I test was avoided due to an anticipated problem of delamination migrating out of the intended interface. Two stacking sequences MD, symmetric and asymmetric, with a delamination interface of 45°/0° were determined using classical lamination theory and finite element simulation. Then, the characterization tests were performed on a carbon/epoxy composite (T700/M21) at the interfaces 0°/0° (UD) and 45°/0° (MD). The procedure used for determining the MD lay-ups resulted in desirable behaviors of the specimens under delamination tests. After that, the test results were analyzed using experimental, analytical, and numerical approaches. The experimental compliance method proved to be the most suitable tool in determining the delamination resistance (GC). Finite element simulation was used for mode partitioning. The delamination was modeled in a “resin interlayer” of the interface. Finally, the propagation responses of each interface were represented by a semi-empirical criterion. The comparison of the criteria shows that the two interfaces have a comparable resistance to the pure mode I loading while the interface 45°/0° is more resistant to the delamination in mixed modes I+II and pure mode II

Ces travaux de thèse s’inscrivent dans un contexte écologique visant à réduire l’impact environnemental et notamment la pollution des transports aériens. Celui-ci pousse les avionneurs à utiliser des matériaux composites pour des pièces structurelles afin de réduire la masse des aéronefs. Certaines de ces pièces sont particulièrement exposées aux impacts en vol : débris, oiseau, et grêle. Ce type de sollicitation est dans la plupart des cas générateur de délaminage. Or l’étendue de ce type d’endommagement n’est pas détectable lors d’une simple inspection visuelle. Il convient donc de trouver des solutions visant à réduire sa propagation. L’objectif de ces travaux est ainsi d’évaluer l’apport d’un renforcement de type tufting pour la limitation du délaminage mais également pour l’augmentation de la résistance à l’impact. Ce type de renforcement est inspiré des techniques de coutures de l’industrie textile. L’évaluation d’une telle solution nécessitait un banc d’essai adapté aux phénomènes à observer. Un lanceur à gaz à été conçu et développé ainsi que l’instrumentation associée. Les essais d'impacts ont été menés sur différentes configurations de tufting pour lesquelles nous avons fait varier : le pas, la section de fil, le matériau constituant le fil et enfin la densité surfacique de renfort. La gamme de vitesse d’impact est comprise entre 60 et 150 m.s-1. Les énergies absorbées pour chaque configuration ont été mesurées et comparées. Elles ont permis d’esquisser des tendances concernant l'effet des paramètres de tufting sur la résistance à l’impact de ces matériaux. Une méthode d’analyse de la propagation du délaminage a ensuite été développée. Elle a l’avantage de permettre la visualisation du délaminage interlaminaire pour chaque interface, et est donc plus riche que les techniques de contrôle non destructif classiques. L’effet du tufting, et de ses paramètres, sur l’étendue du délaminage a pu être mis en avant. Cette analyse a permis de mettre en évidence des directions préférentielles de propagation qui dépendent à la fois de la séquence d’empilement et de l’armure du tissu utilisé. Une loi de propagation du délaminage fonction de la direction des fibres adjacentes aux interfaces a ensuite été développée à l’aide d’essais de ténacité en mode I et II. Celle-ci a enfin été implémentée dans un modèle d’impact par éléments finis
Economic and ecological contexts impose aircraft manufacturers to find short-term solutions to reduce fuel consumption. For years they have tended to replace metallic structural frames with state-of-the-art composite materials. Some parts such as aircraft engine inlets are however exposed to ice and bird impacts but are also affected by low-energy impacts that could happen during maintenance operations. Yet laminated composites have poor resistance to delamination, which is the main damage genera- ted during impact events. Delamination is known to reduce the post-impact integrity of a structure and is not easy to detect. It is thus necessary to find solutions to re- duce its propagation. The goal of this work is therefore to evaluate the ability of a z-reinforcement technique – the tufting – to contain delamination but also to increase impact resistance. This technique is based on textile sewing techniques. A new ballistic bench with associated sensors has been developed for this study. It allows to carry out impact tests at speeds up to 200 m.s-1 with a 250 g projectile. These tests were carried out for different tufting configurations applied to the same reference material. The tufting parameters were: the pitch, the thread section, the thread material and the areal tufting density. The impact velocities were 60, 80, 110 and 150 m.s-1. Absorbed energies were measured and compared for all configurations. They allowed to draw trends about the effects of tufting parameters on impact resistance. The perforated specimens were then inspected with an original technique allowing the observation of interlaminar delamination area for each interface. The effects of tufting on damage tolerance have therefore been highlighted. It has also revealed the existence of preferential propagation direction of delamination. These directions depend on the stacking sequence and on the fabric architecture. A propagation law for delamination has been developed as a function of the direction of the fiber directions of the adjacent plies. This law has at the end been implemented into a finite element analysis model

L’objet de ce travail de recherche est d’étudier l'influence des protections thermiques sur la tolérance aux dommages des structures composites utilisées sur les parties hautes de lanceurs. Il s’agit d’analyser les mécanismes de dégradation de structures composites protégées thermiquement, susceptibles de subir des dommages d’impact basses vitesses, et de déterminer l'influence de la protection sur la tenue résiduelle de la structure composite impactée. Les matériaux utilisés sont des matériaux composites haut module « HM », utilisés dans la fabrication des structures de lanceurs, et haute résistance « HR » afin d’avoir une référence bien connue dans le monde aéronautique. L'étude du comportement à l'impact de plaques composites monolithiques et sandwiches, munies ou non de protection thermique est réalisée dans un premier temps. Un dispositif de poids tombant a été conçu au laboratoire de Supaéro selon les normes Airbus AITM 1-0010. Les contrôles ultrasonores, ainsi que les observations micrographiques des éprouvettes endommagées montrent que la protection thermique a une influence sur la taille ainsi que sur la répartition des délaminages dans le stratifié. Un modèle éléments finis, basé sur l'introduction de différents critères pour chaque mode d'endommagement, est développé en parallèle. Ce modèle montre que la chronologie de l'apparition des différents modes d'endommagement varie entre une plaque nue et une plaque avec protection. Le comportement résiduel des éprouvettes endommagées est ensuite déterminé. Des essais de compression après impact sont effectués et mettent en évidence deux paramètres comme pilotant le comportement en CAI : la surface délaminée combinée avec la position dans l'épaisseur du stratifié ; la profondeur d’empreinte mesurée sur le composite. Un modèle éléments finis est développé afin de mieux comprendre les mécanismes d'endommagement des éprouvettes sollicitées et donne une bonne prédiction de la contrainte résiduelle.

Cette étude est une contribution à la modélisation à l'impact de pales d'hélicoptère. Des essais d'impact sur des tronçons de pales ont été réalisés à différents niveaux d'énergies, à l'aide d'un canon à gaz comprimé. Ces essais ont permis de dresser l'état des endommagements en fonction de la vitesse d'impact. Des essais complémentaires ont montré que la structuration de la stratification et le renforcement de la peau modifie le comportement à l'impact de la pale. Une méthode de modélisation est développée sur le code explicite RADIOSS. Il s'agit de gérer la dégradation du bord d'attaque qui apparaît sous la forme d'une rupture de la résine et apparition des paquets de fibres en modélisant la résine par des éléments 3D endommageables et les paquets de fibres par des éléments 1D. La modélisation des décollements est réalisée par une couche d'éléments endommageables de faibles dimensions. Pour enrichir la modélisation proposée et afin de prendre en compte tous les types de décollement observés expérimentalement, une approche locale globale pour la modélisation du délaminage est développée. Cette approche construite sur un élément de volume spécifique PEC est basée sur la méthode de VCCT. Elle est validée à travers la simulation des différents essais de poutre DCB, ELS, ENF et ADCB
This study is a contribution to the modelling of impact on helicopter blades. Experimental tests of impact were made with a compressed gas gun on sections of blades at different levels of energy. These tests were used to establish the damage in terms of impact velocity. Additional tests showed that the stratification and the reinforcement of the skin change the behaviour of the blade during the impact. A modelling approach is developed with the finite element code RADIOSS. It consists in controlling the degradation of the front edge that appears by a break of the resin and by the appearance of bundles of fibers. This approach is realised by modelling the resin with 3D damaged elements and the bundles of fibers by 1D elements. Delamination was modelled with a thin layer of damaged elements. To enrich the proposed modelling and to take into account all types of delamination observed experimentally, a local global approach for modelling the delamination is developed. This approach, built with the use of a specific 3D element PEC, is based on the VCCT method. It is validated through the simulation of different beam tests DCB, ELS, ENF and ADCB

Dans cette étude, l'analyse du comportement a l'impact et la modélisation du comportement endommageable impliquent la connaissance des mécanismes mis en jeu dans le transfert de l'énergie. Une modélisation de l'endommagement basée sur un bilan énergétique semble adéquate pour décrire l'impact à basse vitesse. En d'autres termes, un schéma d'évolution de l'endommagement est recherche par l'intermédiaire de variables susceptibles de permettre le calcul de l'énergie absorbée. Cette approche globale permet, à partir d'hypothèses simplificatrices, d'obtenir des résultats assez proches de l'expérience. L'étude du comportement résiduel a mis en évidence l'interaction des endommagements et des ruptures dans les matériaux avec le type de sollicitations résiduelles. Les résultats des essais post-impact choc Charpy et poids tombant sont en parfaite corrélation. En effet, à partir du moment ou l'endommagement se situe dans une structure de géométrie finie, la zone endommagée contrôle directement le comportement de cette structure. Ceci est schématisé par une loi qui repose sur le fait que la résistance d'une chaîne est gouvernée par celle de son maillon le plus faible.

On propose une modélisation numérique des plaques multicouches en matériaux composites lorsqu'elles sont soumises à l'impact de charges dynamiques. Cette modélisation permet de déterminer les efforts engendrés par l'impact, le but étant de pouvoir étudier certains endommagements comme le délaminage. La nouvelle modélisation utilisée appelée modélisation multiparticulaire des matériaux multicouches (M4), permet de modéliser l'objet tridimensionnel par une géométrie bidimensionnelle tout en augmentant le nombre de champs cinématiques. Elle fait apparaître de manière naturelle des efforts au niveau des interfaces entre les couches. Ces efforts peuvent être reliés au phénomène de délaminage. L'analyse des résultats de la littérature permet de montrer que cette modélisation est pertinente dans le cas des chocs relativement rapides. Un outil numérique a été réalisé sur la base de la méthode des éléments finis en dynamique. Le code éléments finis obtenu est ensuite validé, puis appliqué à l'analyse des efforts dans une plaque multicouche impactée. Nous montrons sur un exemple, la pertinence de cette modélisation et sa capacité à fournir de manière simple et rapide, des informations utiles pour l'étude des différents aspects du délaminage (initiation, propagation, étendue).

Dans un contexte industriel où l’utilisation de matériaux composites s’est généralisée jusqu’à atteindre les structures primaires, la menace foudre se révèle être une problématique majeure.Avec un coup de foudre en moyenne par an et par avion en service, les nouvelles structures composites, moins bonnes conductrices que leurs prédécesseurs en métal, doivent être protégées. Les protections mises en œuvre par les fabricants et les équipementiers sont des couches minces ajoutées à l’empilement composite, initialement choisi pour le compromis optimal qu’il offre entre résistance et légèreté. L’optimisation et le conseil concernant les protections foudre deviennent alors un enjeu industriel d’importance. Dans ce cadre, le travail de thèse a porté sur l’étude et la compréhension des dommages issus des chocs foudre sur des structures protégées dans le but ultérieur d’optimiser ou de créer des protections adaptées.Nous proposons une méthode qui permet de déterminer les caractéristiques d’un impact mécanique sur une plaque composite nue, équivalent à un choc foudre sur une structure protégée. Une campagne d’essais d’impacts avec un canon du laboratoire couplé à une campagne numérique ont permis de conclure que la stratégie et la méthode d’équivalence sont fondées, et permettent de prendre en compte les paramètres constitutifs de la protection de surface. Les modèles proposés permettront d’aborder les questions de conception des protections
In an industrial context where more and more composite materials are integrated into primary structures, the lightning threat has become a major issue for aircraft manufacturers. As lightning strikes in service airplane about once a year, the new composite structures, with a lower electrical conductivity than their metallic predecessors, must be protected. The protections already integrated by manufacturers are mainly made of expanded metallic foil layered above the composite lay-up, thus adding weight on the low density structures and reducing the gain of weight. The optimization of such structures and counsel concerning lightning protection become a major industrial stake. In the scope of the PhD work, the proposed work focused on the study of the damage mechanisms due to lightning strikes on protected composite panels in order to optimize or offer adequate protections against this threat. A methodology is proposed to determine a mechanical impact on a bare composite plate equivalent to a protected and even painted structure submitted to a lightning impact. An experimental campaign of mechanical impacts using a canon gas gun coupled to a numerical plan is led and allows concluding on the strategy and its validity by taking into account the state surface of the lightning samples

Les structures composites constituées de nappes d'unidirectionnels sont très répandues en aéronautique pour leur très grand rapport résistance/masse. Cependant, elles sont susceptibles d'être soumises à une multitude d'impacts qui génèrent des fissurations matricielles, des délaminages et des ruptures de fibres. Cela est très préjudiciable lors d'impacts à basse vitesse notamment sur des structures épaisses où les délaminages sont localisés à l'intérieur donc difficilement de´tectables à l'œil nu. L'objectif est donc de proposer un modèle capable de capter très précisément l'initiation et la propagation des délaminages en se fondant sur la stratégie Semi-Continue. Ces travaux débutent par le développement d'un nouvel élément d'interface intralaminaire pour capter le comportement des fissurations matricielles, précurseuses des délaminages. Cet élément vient s'intercaler entre les éléments UD (barres + plaque) de la stratégie Semi-Continue développés lors de précédents travaux. Afin de représenter le lien entre fissurations matricielles et délaminage, un couplage intra/interlaminaire est introduit. L'ajout de cet élément spécifique a nécessité d'adapter le comportement des autres éléments du modèle afin que la cinématique globale soit conforme aux résultats expérimentaux. Cette stratégie a ensuite été valideé à travers une campagne d'essais d'indentations quasi-statiques et d'impacts à différentes énergies. Les résultats numériques obtenus corrèlent de manière très satisfaisante ceux des essais. Enfin, une campagne d'essais sur stratifiés hybrides (UD/Tissu) a été effectuée d'une part pour optimiser la réponse des structures épaisses et d'autre part pour évaluer la réponse du modèle dans des situations hors de sa zone de validation
Composite structures composed by unidirectional layers are widespread in the aeronautical field for their very high strength to mass ratio. However, they may undergo impacts that can generate matrix cracking, delamination and fiber breakage. This has an adverse effect during low velocity impacts, especially on thick structures where delaminations, are located inside the structure and are difficult to detect with the naked eye. The objective is then to propose a model able to catch very precisely the initiation and the propagation of delamination based on the Semi-Continuous strategy. This work begins with the development of a new intralaminar interface element able to get the behavior of matrix cracking, precursor of delamination. This element is inserted between UD elements (rods + shell) of the Semi-Continuous strategy developed in previous works. In order to represent the link between matrix cracking and delamination, a intra/interlaminar coupling is introduced. The addition of this specific element required to adapt the behavior of other elements of the model so that the overall kinematics would be consistent with experimental results. This strategy was validated through quasi-static indentation and impact tests at different energies. The numerical results obtained correlate very satisfactorily with those of the tests. Finally, tests on hybrid laminates (UD/Woven) were carried out on the one hand to optimize the response of thick structures and on the other hand to evaluate the response of the model in situations outside its validation area

La modélisation de l'endommagement des matériaux composites hybrides a joué un rôle important dans la conception des structures composites. Bien que des modèles numériques pour l'endommagement progressif des pipes en matériaux composites hybrides à enroulement filamentaire, tels que la fissuration matricielle, le délaminage et la rupture des fibres, aient été développés dans la littérature, des améliorations sont encore nécessaires. Cette thèse vise à développer des modèles d'endommagement adaptés à la prédiction du comportement dynamique et l'endommagement intra-laminaire et inter-laminaire dans les tubes en matériaux composites hybrides sous une pression interne, et soumis à un chargement dynamique tel que l'impact d'un objet externe. Les approches de la mécanique de la rupture et de la mécanique de l’endommagement ont été adoptées pour construire le modèle de dommages. Une analyse détaillée a été réalisée pour avoir une vue d'ensemble de tous les mécanismes d'endommagement jusqu'à la rupture finale. Des éléments cohésifs ont été implémentés dans les modèles bidimensionnels et tridimensionnels pour simuler l'initiation et la propagation d’endommagement interlaminaire (délaminage) dans les stratifiés. Une subroutine a été implémentée dans le code de calcul FE (Abaqus/Explicit) via une VUMAT afin de modéliser l’endommagement intralaminaire. Par la suite, des validations basées sur des corrélations essai/calcul sur des sous-systèmes et/ou des pièces réelles ont été effectuées. L'initiation des dommages est prédite sur la base des critères de rupture contrainte-déformation, tandis que la loi d'évolution des dommages est basée sur la dissipation de l'énergie de rupture. Le comportement non linéaire du matériau en cisaillement a également été pris en compte et validé par rapport aux résultats expérimentaux. Les prédictions montrent un excellent accord avec les observations expérimentales
Damage modelling of hybrid composite materials has played an important role in the design of composite structures. Although numerical models for the progressive damage of filament wound hybrid composite pipes such, matrix cracking, delamination, and fiber failure have been developed in the literature; there is still a need for improvement. This thesis aims to develop damage models suitable for predicting dynamic behaviour and intra-laminar and inter-laminar damage in hybrid composite tubes under internal pressure subjected to dynamic loading such as the impact of an external object. Fracture mechanics and continuum damage mechanics approaches were adopted to build the damage model. A detailed analysis was performed to have an overview of all the damage mechanisms until the final failure. Cohesive elements were inserted into the two-dimensional and three-dimensional models to simulate the initiation and propagation of matrix cracking and delamination in cross-layered laminates. The damage model was implemented in the FE code (Abaqus/Explicit) by a user-defined material subroutine (VUMAT). Subsequently, validations based on test/calculation correlations on real subsystems and/or parts were performed. Damage initiation was predicted based on the stress-strain failure criteria, while the damage evolution law was based on the dissipation of failure energy. The nonlinear behavior of the material in shear was also taken into account and validated against experimental/numerical results. The predictions show excellent agreement with the experimental observations