$Q\FRUUHVSRQGHQFHFRQFHUQLQJWKLVVHUYLFHVKRXOGEHVHQWWRWKHUHSRVLWRU\DGPLQLVWUDWRU WHFKRDWDR#OLVWHVGLIILQSWRXORXVHIU
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2$7$2 LV DQ RSHQ DFFHVV UHSRVLWRU\ WKDW FROOHFWV WKH ZRUN RI VRPH 7RXORXVH UHVHDUFKHUVDQGPDNHVLWIUHHO\DYDLODEOHRYHUWKHZHEZKHUHSRVVLEOH 7KLVLVYHUVLRQSXEOLVKHGLQ 7RFLWHWKLVYHUVLRQ an author's https://oatao.univ-toulouse.fr/24590
Montagne, Benoît and Lachaud, Frédéric and Paroissien, Eric and Martini, Dominique and Congourdeau, Fabrice Analyse non linéaire par éléments finis d’assemblages composites boulonnés : comparaison essais-calculs. (2019) In: JNC 21 - 21èmes Journées Nationales sur les Composites 2019, 1 July 2019 - 3 July 2019 (Bordeaux, France).
Plaque composite maillée avec des éléments plaques stratifiés
Plaque aluminium Ty=Tz=Rx=Ry=Rz=0
Tx=Ty=Tz=Rx=Ry=Rz=0 Ty=Tz=Rx=Ry=Rz=0 Lois d’évolution et couplage •Rupture brutale ou non •Quel phénomène dégrade quelle propriété ? Dégradations des propriétés mécaniques
•Dans les différentes directions •En fonction de la sollicitation (traction, compression, etc) Variables d’endommagement •Correspond aux différentes propriétés mécaniques à dégrader Critères de rupture
•A l’échelle du pli UD équivalent
•Relations entre les contraintes dans le matériau et des
valeurs admissibles •Un critère fi par
mode de rupture
𝑑1 = 𝜙1 + 𝜙2 𝑑2 = 𝑑4= 𝜙4 𝑑2𝑏 = 𝑑4𝑏 = 𝜙4𝑏
B. Montagne
1, F. Lachaud
1, E. Paroissien
1, D. Martini
2et Fabrice Congourdeau
21
Institut Clément Ader (ICA), Université de Toulouse, ISAE-SUPAERO, IMT Mines Albi, UTIII, INSA,
CNRS, 3 rue Caroline Aigle 31400 Toulouse, France
Email:
frederic.lachaud@isae-supaero.fr
2
Dassault Aviation, 78 Quai Marcel Dassault 92210 Saint-Cloud, France
Analyse non linéaire par éléments finis d’assemblages
composites boulonnés : comparaison essais-calculs
Modélisation des essais de
double cisaillement
Modélisation des essais de simple
cisaillement soutenus
Introduction et contexte
Essais interrompus sur assemblages en simple cisaillement :
• Validation des scenarios d’endommagement par CND sur des éprouvettes ayant subi différents niveaux de chargement
Modélisation EF volumique :
• Prise en compte du serrage
• Meilleure modélisation du contact entre les plaques et la fixation • Meilleure modélisation de la fixation
• Possibilité de prise en compte du comportement inter laminaire
Perspectives
Modélisation des essais de double cisaillement :
• bonne corrélation entre le modèle EF et les essais grâce à la loi de comportement non linéaire du composite
• Scénario d’endommagement hypothétique établi
Modélisation des essais de simple cisaillement soutenus :
• Scénario d’endommagement similaire à celui des essais de double cisaillement
• Serrage non pris en compte
• Raideurs initiales différentes entre l’essai et le calcul : modélisation de la fixation à revoir car hypothèse de la théorie des poutres non vérifiée 𝐿
𝜙 ~1
Conclusions
Mots clés : Matériaux composites, assemblages boulonnés, analyse par éléments finis, endommagement
JNC21 : Journées Nationales sur les Composites 2019 (01-03/07/19, Bordeaux)
Loi de comportement endommageable
Falcon 7X: 250 000 fixations
Rafale: 300 000 fixations
Source NIAR
Proportion de composite dans l’aviation
• Peu de matériaux composites dans la gamme Falcon
• Nécessité de maitriser le comportement des assemblages boulonnés en composites pour satisfaire les exigences des certifications
Matage
Section nette
Clivage
Clivage/
section nette
Cisaillement
Modes de rupture des assemblages boulonnés
D
P
Matage = mode de rupture privilégié pour le dimensionnement car rupture
progressive de la structure
Quels sont les phénomènes
physiques conduisant à la
rupture des assemblages
boulonnés composites en
matage ?
𝜙𝑛 = 1 − exp 1 − 𝑐𝑛 𝑚𝑛 𝑚𝑛 𝑐𝑛 = max( 𝑓𝑛, 1) 1 = sens fibre 2 = sens transverse 2 𝑓1 = <𝜎11>+ 𝜎11𝑅𝑇 2 + 𝜎122 +𝜎132 𝜎12𝑅𝑆 𝑓2 = <−𝜎11>+ 𝜎11𝑅𝐶𝐶 2 [Matzenmiller et al, 1995][Xiao et al, 2007] [Hashin, 1980]
𝑓4 = < 𝜎22 >+ 𝜎22𝑅𝑇 2 + < −𝜎22>+ 𝜎22𝑅𝐶 2 + 𝜎12 𝜎12𝑅 2 𝑓4𝑏 = < 𝜎22 1 − 𝑑2 >+ 𝜎22𝑅𝑇 2 + < −𝜎22>+ 𝜎22𝑅𝐶 2 + 𝜎12 1 − 𝑑4 𝜎12𝑅 /𝑘 2 A l’échelle du pli
Eléments de contact modélisant la fixation Nœud maitre lié à un ressort encastré
Plaque composite maillée avec des éléments
membranes stratifiés Ef fo rt Déplacement extensomètre 0 0 Fmax
Essai 1 Essai 2 Essai 3 Modèle EF
umax Endommag
ement matriciel
Endommagement des fibres
en compression 𝜙2 Endommagement des fibres en traction 𝜙1
• Fixation modélisée par des éléments de contact générant une surface infiniment rigide, nœuds maîtres reliés entre eux par des poutres de section
circulaire en acier
• Raideur initiale supérieure à la raideur expérimentale Ef fo rt ( N ) Déplacement extensomètre Essai SAMCEF 0 0 Fmax umax Endommag ement matriciel
Endommagement des fibres
en compression 𝜙2 Endommagement des fibres en traction 𝜙1
1 2 3 1 2-A 2-B 3 𝐸11 = 𝐸110 1 − 𝑑1 𝐸22 = 𝐸220 1 − 𝑑2 (1 − 𝑑2𝑏) 𝐺12 = 𝐺120 1 − 𝑑4 (1 − 𝑑4𝑏) Ty=Tz=Rx=Ry=Rz=0 1
Rupture traction fibre Rupture compression fibre Rupture matricielle Rupture diffuse de la matrice
0 0,01 0,02 0,03 0,04 0,05 σ 11 ε11 -0,03 -0,02 -0,01 0 σ 11 ε11 , 0,000 , 002,000 , 004,000 , 006,000 σ 22 ε22 - ,050 - ,030 - ,010 σ 22 ε22 0 0,01 0,02 0,03 0,04 τ 12 γ12
Sens fibres Transverse Cisaillement
0 0,1 0,2 0,3 0,4 0,5 0,6 0,7 0 0,2 0,4 0,6 0,8 1 1,2 0 0,01 0,02 0,03 0,04 E n d o m m a g e m e n t τ 12 γ12 𝜏12 <.>+ : crochets de Macaulay,
Exposant R = contrainte à rupture
T pour la traction, C pour la compression et S pour le cisaillement.
1 : 1er endommagement des fibres en compression 2 : 1er endommagement des fibres en traction
3 : rupture des plis à 0°en traction
1 : 1er endommagement des
fibres en compression
2 et 3 : 1er endommagement
des fibres en traction
4 : rupture des plis à 0°en traction - divergence du calcul Modèle EF
• Modèles éléments finis développés sous SAMCEF® version 18.1
𝜙4𝑏