Optimisation d'un procédé d'assemblage de préformes composites par modélisation éléments finis avec application à la réalisation industrielle d'éléments profilés T ou H

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Optimisation d’un procédé d’assemblage de préformes

composites par modélisation éléments finis avec

application à la réalisation industrielle d’éléments

profilés T ou H

Mathieu Piana

To cite this version:

Mathieu Piana. Optimisation d’un procédé d’assemblage de préformes composites par modélisation

éléments finis avec application à la réalisation industrielle d’éléments profilés T ou H. Génie mécanique

[physics.class-ph]. Université de Valenciennes et du Hainaut-Cambrésis, 2008. Français. �NNT :

2008VALE0001�. �tel-03002033�

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Université de Valenciennes et du Hainaut Cambrésis, Le Mont Houy, 59313 Valenciennes Laboratoire du GEMTEX, groupe M.T.M.C., 9, rue de l'Ermitage, 59100 Roubaix Thèse de Doctorat Génie Mécanique Bourse CIFRE N° 145/ 2004

Mathieu PIANA

piana_mathieu@yahoo.fr

Optimisation d'un procédé d'assemblage de préformes composites par modélisation éléments finis avec application à la réalisation industrielle d'éléments profilés T ou H.

Soutenue le 18 janvier 2008

Thèse dirigée par Prof. Jean-Marie CASTELAIN

Commission Européenne, Expert National Détaché, Direction générale de l'éducation et de la culture, cotutelle assurée par Dr. Xavier LEGRAND

GEMTEX, Enseignant chercheur en Génie Mécanique et Modélisation de structures textiles

Membres du Jury :

Prof. Jean-Claude BOCQUET rapporteur

Prof. Pascal BUSSY Rapporteur

Prof. Jean-Louis BILLOËT M. Julien CHARLES

M. Philippe BLOT Dr. Bernard GINDROZ

Directeur du laboratoire Génie Industriel à l'École Centrale Paris

Responsable de l'équipe de recherche « Mécatronique » du Laboratoire des Techniques lnnovantes de l'IUT de Saint Quentin Directeur de I'INSA Rouen

Airbus France, spécialiste calcul de structure, développement de technologies composites

Airbus France, spécialiste procédé RTM, Génie industriel Agence de l'innovation industrielle, Directeur des programmes transport-énergie-environnement

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Remerciements

Je voudrais avant toute chose remercier et féliciter Isabelle, ma compagne, pour la patience dont elle a fait preuve malgré nos situations professionnelles respectives complexes à concilier. Je lui suis profondément reconnaissant pour la confiance, la tendresse et la joie qu'elle m'a apportées même dans les moments difficiles. Je lui dédie cette thèse qui n'aurait pu aboutir sans son soutient de tous les instants.

Cette thèse industrielle n'aurait pu voir le jour sans la pleine collaboration de tous les membres de l'équipe de travail associée à ces recherches:

Mes remerciements vont tout d'abord à mon Directeur de thèse, Monsieur Jean-Mane CASTELAIN, Professeur en Génie Mécanique, désormais expert national détaché à la Direction Générale de l'Éducation et de la Culture auprès de la Commission Européenne, en particulier pour sa réactivité dans la gestion des problèmes administratifs et pour la pertinence de ces remarques.

Je remercie également mon codirecteur, Monsieur Xavier LEGRAND, Enseignant Chercheur en Génie Mécanique et en Modélisation de Structures Textiles au laboratoire du GEMTEX de I'ENSAIT, pour ses conseils et sa collaboration malgré notre éloignement géographique.

J'aimerais souligner particulièrement l'énorme contribution apportée par Julien CHARLES, Ingénieur Calcul au Bureau d'études d'Airbus à Toulouse. Son expertise en piquage, en calcul et en modélisation de structures métalliques et composites a été d'un précieux recours pour le bon déroulement du projet. Je tiens à le remercier pour sa gentillesse, sa disponibilité et les précieux conseils qu'il m'a distillés au fur et à mesure de l'avancée des travaux. Je ne sais comment le remercier à la hauteur de sa contribution dans la rédaction et la correction de ce rapport.

Mes remerciements vont, bien entendu, à Philippe BLOT, Ingénieur en développement de composites, et responsable des développements RTM et LRI d'Airbus France. Je lui suis reconnaissant de m'avoir fait confiance lorsqu'il m'a proposé ce projet d'étude. Je le remercie d'autant plus de m'avoir fait partager son expertise en mise en œuvre de composites hautes performances et pour ses suggestions judicieuses.

Je souhaite adresser toute ma reconnaissance à François ROBERT, ancien Ingénieur Projet à I'IFTH de Cholet et Loïc DREANO, Ingénieur Projet à I'IFTH de Lyon, pour la confiance qu'ils m'ont accordée successivement, pour leurs conseils techniques et pour la gestion des divers financements sans quoi mon embauche en contrat CIFRE n'aurait pu voir le jour. Je ne saurais espérer meilleurs responsables hiérarchiques pour mes futures expériences professionnelles.

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Je voudrais également remercier Joël BESNIER, Ingénieur mécanique, enseignant en génie mécanique et responsable du département mécanique de I'ICAM de Nantes. Son expertise a été très appréciée dans la mise en œuvre et l'exploitation des essais.

En plus des collaborateurs directs cités ci-dessus, je tiens à saluer toutes les personnes de I'ICAM de Nantes qui ont été d'une grande aide et d'une très appréciable disponibilité pour la bonne réalisation de mes travaux. Je pense tout d'abord aux enseignants et au technicien du département mécanique, Jérôme SOTTO, Alain MOINEAU, Pascal VINOT et Christian LEGOFF qui m'ont accueilli très chaleureusement dès le début de mon projet. Je pense également à Yoann ETOURNEAU et Éric LE GAL LA SALLE du département matériaux pour leurs nombreux conseils et la mise à disposition de multiples matériels. Je tiens tout particulièrement à remercier Jean-Claude BON pour l'apprentissage de l'usinage qu'il m'a dispensé généreusement pendant ces trois ans et pour ses nombreux « coups de mains » dans le développement des moyens de fabrication et d'essais

Je souhaite remercier amicalement Matthieu KNEVELER, stagiaire lorsque je l'ai rencontré et désormais Ingénieur développement employé par Europe Technologies pour le département proto méthode RTM d'Airbus Nantes. Je garde de très agréables souvenirs de notre association dans le développement du moyen de piquage pour nos travaux de recherches respectifs. Je lui suis également très reconnaissant de s'être chargé de mes diverses commandes de matériaux nécessaires à la réalisation de mes éprouvettes d'essais. Je pense également à Matthieu LANNUZEL et Anthony SORIN.

La partie modélisation de cette thèse n'aurait pu exister sans les conseils précieux et les nombreuses corrections apportés à mes modèles par le personnel de SAMTECH chargé du support du logiciel SAMCEF. Je tiens à adresser des remerciements particuliers à Sébastien MORLIN et Fabrice GERMAIN de SAMTECH Toulouse pour leurs formations, leur réactivité et la perspicacité de leurs réponses

Je salue le professionnalisme et la flexibilité de Philippe LUCE, Directeur de METCUT S.A. S. et je remercie Pascal CUEFF pour son aide et sa patience lors de la réalisation des essais mécaniques.

Je tiens à signaler ma reconnaissance envers Marie BERNADOU, responsable du laboratoire d'Airbus Nantes, pour m'avoir aménagé un créneau sur la machine de traction 600kN dans le but de tester mes éprouvettes de cisaillements. Je salue Julien GRONDIN pour sa collaboration dans la mise en œuvre de ces essais.

Je me dois également de saluer la gentillesse de Ronan FIACRE, ingénieur de la société SAERTEX qui m'a gracieusement fourni un rouleau de biaxial de verre pour la mise en œuvre de mes essais de caractérisation de procédés.

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J'exprime également mes remerciements à Philippe MORIN, directeur régional de I'IFTH de Cholet, pour m'avoir accueilli dans ses locaux ainsi que tous mes collègues avec qui j'ai partagé des moments très plaisants. Je salue particulièrement Marie DIXNEUF, secrétaire et délégué RH du site de Cholet pour sa gentillesse et son aide dans la gestion administrative de mes commandes ainsi que Bruno BAUMARD pour la qualité de l'impression de ce présent rapport.

Je remercie aussi l'ensemble du personnel du laboratoire du GEMTEX de I'ENSAIT et notamment son directeur Éric DEVAUX.

Pour terminer, je tiens à adresser une grande reconnaissance à ma famille et à tous mes amis qui sont restés très présents malgré mon éloignement géographique et ma faible disponibilité, et qui m'ont soutenu tout au long de ces trois ans de recherches. Ce travail majoritairement solitaire n'aurait pu aboutir sans l'équilibre moral que m'ont apporté les personnes qui me sont proches.

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Résumé

Cette thèse industrielle porte sur l'optimisation du renforcement d'une jonction de préformes dans une structure RTM. L'étude couvre à la fois l'analyse par éléments finis et des validations expérimentales. Le modèle de structure à la base des recherches est un profilé composite carbone/époxy en Té dont la jonction est renforcée grâce au procédé de piquage 03S® (one single side stitching) breveté par EADS. Le comportement de ce profilé est étudié sous un chargement mécanique élémentaire de traction (ou "arrachement') et de cisaillement.

Le problème a été modélisé de façon macroscopique à l'aide de la méthode des éléments finis sous des hypothèses de linéarité, d'isotropie ou d'orthotropie, et de déformation plane. Un critère de rupture a été associé afin de prévoir le premier délaminage dans la structure. Des essais mécaniques ont permis de quantifier la tenue mécanique des structures RTM et de l'optimiser par la modélisation.

L'étude s'est déroulée en trois étapes :

• Caractérisation des moyens de fabrication développés spécialement pour les recherches ainsi que de l'influence des paramètres de renforcement de la jonction.

• Étude comparative de trois arrangements des préformes constitutives du Té (dits "drapages") et proposition d'amélioration du motif de piquage. Un concept de drapage optimal et une amélioration du motif de piquage sont identifiés.

• La jonction optimale (choix du "drapage" et du motif de piquage) est optimisée par modélisation puis validée par essais mécaniques.

Ces travaux ont conduit à une amélioration significative de la tenue mécanique par rapport à l'état de l'art tout en conservant un coût de production sensiblement équivalent.

Mots clés

Aéronautique ; Airbus ; Structure ; Composite ; stratifié ; laminé ; RTM ; LRI ; Thermodurcissable ; Fibre de carbone ; Fibre de verre ; Multifilaments ; Multiaxiaux ; Tissu ; Préforme ; Résine époxy ; Assemblage ; Renforcement ; Piquage 03S®; Profilé en Té ; Essai mécanique ; Traction ; Cisaillement ; lnterlaminaire ; Premier endommagement ; Analyse de rupture ; Délaminage ; Éléments finis ; déformation plane ; Voile ; Âme ; Semelle ; Critère de rupture

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Abstract

This thesis is dedicated to the optimization of RTM preforms junction reinforcement. The study deals with both finite element analysis (FEA) and experimentation. The basis for this research is a carbon/epoxy Tee-profile with a junction reinforced by the 03S® stitching process (one single side stitching), patented by EADS. The behaviour of such a Tee-beam was studied under elementary tensile and shear loadings.

The problem was idealized macroscopically by the finite element method under linear and plane strain conditions, with isotropie or orthotropic behavior. An lnterlaminar failure criterion was used in order to predict the first delamination in the structure. Mechanical tests were carried out to quantify the mechanical resistance of the RTM structures wh ile FEA was used to optimize it.

The study was organized in three steps:

• Characterization of the manufacturing process and tool developed specifically for this research project as weil as the parameters influencing the strength of the assembly.

• Comparative study of three different stacking sequences for the Tee preforms (or "draping") and stitching pattern enhancement proposais. An optimal preform configuration and an improvement of the stitching pattern were identified.

• Optimization of the identified concept by FEA and validation by mechanical experimentations. Compared to the state of art, this study lead to a significant improvement of the mechanical strength of preforms assembly for an equivalent production cost.

Keywords

Aeronautic ; Airbus ; Structure ; Composite ; Laminate ; Thermoset ; Carbon fiber ; Glass fiber ; Tow ; Multiaxial ; Weave ; Preform ; Epoxy resin ; Assembly ; Reinforcement ; Transverse Stitching ; 03S®; Tee-profile; Tee-beam ; Tee-joint; Mechanicalloading ; Tensile; Shear; lnterlaminar; Strength ; Stress ; Load ; Strain ; Damage ; Failure analysis ; Delamination ; Modeling ; Finite Elements ; Behavior ; Plane strain hypothesis ; Web ; Flange ; Failure criterion

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Table des matières

REMERCIEMENTS ... 5

RÉSUMÉ ... 9

MOTS CLÉS ... 9

ABSTRACT ... 11

KEYWORDS ... 11

TABLE DES MATIÈRES ... 13

LISTE DES FIGURES ... 21

1. INTRODUCTION GÉNÉRALE ... 31

1.1. INTRODUCTION ... 31

1.2. CAHIER DES CHARGES D'AIRBUS ... 33

1.2.1. ÉTAT DE L'ART AIRBUS SUR LES ASSEMBLAGES DE PRÉFORMES RTM ... 33

1.2.2. EXIGENCES TECHNIQUES ... 34

1.2.2.1. TENUES MÉCANIQUES ... 34

1.2.2.1.1. ÉTAT DE L'ART ... 34

1.2.2.1.2. OBJECTIFS ... 35

1.2.2.2. MATÉRIAUX ET PROCÉDÉS DE RENFORCEMENT DE LA LIAISON ... 35

1.2.2.3. APPLICATIONS INDUSTRIELLES VISÉES ... 36

1.2.3. EXIGENCES ÉCONOMIQUES ... 38

1.3. SCHÉMATISATION DU DÉROULEMENT DES TRAVAUX DE RECHERCHES ... 39

1.4. BIBLIOGRAPHIE ... 41

1.4.1 . LES TECHNOLOGIES DE FABRICATION D'ARCHITECTURES FIBREUSES RENFORCÉES ... 41

1.4.1.1. LE TISSAGE ... 41

1.4.1.1.1 . GÉNÉRALITÉS SUR LES TISSUS 3D ... 42

1.4.1.1.2. TISSAGE 3D COMPLEXE ... 43

1.4.1.2.

LE

TRESSAGE 3D ... 46

1 .4.1.2.1. TRESSAGE 3D TYPE 2-STEP : [8]. ... 46

1.4.1.2.2. TRESSAGE 3D TYPE 4-STEP ... 47

1.4.1.2.3. TRESSAGE INTERLOCK ... 48

1.4.1.2.4. TRESSAGE ROTARY [9] ... 48

1.4.1.2.5. TRESSAGE 3TEX ... 49

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1.4.1.3. LA COUTURE DE STRUCTURES FIBREUSES ... 51

1.4.1.3.1. LES COUTURES TRADITIONNELLES [11] ... 51

1.4.1.3.2. LES COUTURES DE PRÉFORMES COMPOSITES ... 54

1.4.1.3.2.1. LES DIFFÉRENTES TECHNIQUES ... 54

1.4.1 3.2.2. COUTURES DE MAINTIEN ... 55

1.4.1.3.2.3. COUTURES STRUCTURALES ... 58

1.4.1.3.2.4. INTÉRÊTS/LIMITES DE LA COUTURE COMPOSITE : ... 60

1.4.1.4. LE CLOUTAGE ... 61

1.4.1.4.1. INSERTION PAR ULTRASONS APRÈS INJECTION ... 61

1.4.1.4.2. INSERTION DES JONCS AVANT INJECTION ... 62

1.4.1.4.3. LES PROCÉDÉS BREVETÉS :AVANTAGES ET LIMITES ... 62

1.4.1.4.3.1. EXPÉRIENCE AIRBUS/FOURNISSEURS EN CLOUTAGE ... 62

1.4.1 4.3.2. AVANTAGES DU CLOUTAGE ... 63

1.4.1.4 3.3. DÉSAVANTAGES DU CLOUTAGE ... 64

1 .4 .1 .4 .4. CLOUTAGE : CONCLUSION ... 64

1.4.2. CONCLUSION : OBJECTIF 1 CHOIX D'UNE SOLUTION : ... 65

1.5 ÉTAT DE L'ART SUR LE RENFORCEMENT DE LIAISONS COMPOSITES PAR PIQUAGE ... 67

1.5.1. BIBLIOGRAPHIE GÉNÉRALE ... 67

1.5.2. ÉTAT DE L'ART DU PIQUAGE AIRBUS 1 EADS ... 71

1.5.3. BILAN ... ··· ··· ··· 71

2. DÉVELOPPEMENT TECHNOLOGIQUE DES MOYENS D'ESSAIS ... 73

2.1. PRÉSENTATION DES PROCÉDÉS D'OBTENTION DE PIÈCES RENFORCÉS PAR PIQUAGE ... 73

2.1.1. LES MOYENS DE PIQUAGE 038® ... 73

2.1.1.1. LA MACHINE D'AIRBUS FRANCE ... 73

2.1.1.2. LA MAQUETTE DE PIQUAGE ... 74

2.1.1.3. LE BÂTI DE PIQUAGE:··· . ··· 76

2.1.2. LES MOYENS D'INJECTION ... 77

2.1.2.1. LES MOULES D'INJECTION ... 77

2.1.2.2. lAPOMPEÀVIDE ... 78

2.1.2.3. LE POT D'INJECTION ... 79

2.1.2.4. L'ÉTUVE ... ··· ... ··· 79

2.2. LES DISPOSITIFS EXPÉRIMENTAUX ... 80

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2.2.1. LES TYPES DE SOLLICITATION ... 80

2.2.2. LA MACHINE D'ESSAI ... 81

2.2.3. L'ESSAI DE TRACTION DES ÉPROUVETTES EN TÉ ... 83

2.2.3.1. L'ÉPROUVETTE DE TRACTION ... 83

2.2.3.2. L'OUTILLAGE DE TRACTION ... 84

2.2.4. L'ESSAI DE CISAILLEMENT DES ÉPROUVETTES EN TÉ ... 85

2.2.4.1. L'ÉPROUVETTE DE CISAILLEMENT ... 85

2.2.4.2. L'OUTILLAGE DE CISAILLEMENT ... 86

2.2.5. LE PROTOCOLE D'ESSAI ... 88

2.2.6. EXPLOITATION ET ANALYSE DES RÉSULTATS ... 89

3. EXPÉRIMENTATION ... 93

3.1. CARACTÉRISATION DES MOYENS DE PIQUAGE ET D'INJECTION ... 93

3.1.1. PRÉSENTATION ... 93

3.1.2. CARACTÉRISATION DES PARAMÈTRES DE PIQUAGE ... 94

3.1.2.1. PROFONDEUR DU FIL DE PIQUAGE : ... 94

3.1.2.2. RECTITUDE DU FIL DE PIQUAGE ... 97

3.1.2.3. RECTITUDE DES STRATES DES PRÉFORMES ... 102

3.1.3. CONCLUSIONS ... 103

3.2. ÉTUDE DE L'INFLUENCE DE L'ORIENTATION DU PIQUAGE SUIVANT QUATRE CONCEPTS DE DRAP AGE 105 3.2.1. OBJECTIF DU PROGRAMME D'ESSAI. ... 105

3.2.2. APPROCHE THÉORIQUE PAR MODÉLISATION ÉLÉMENTAIRE ... 105

3.2.2.1. MODÉLISATION DE L'ARRACHEMENT D'UN PROFILÉ EN TÉ ISOTROPE ... 105

3.2.2.1.1. MAILLAGE DU MODÈLE, COMPORTEMENT DU MATÉRIAU ET CONDITIONS AUX LIMITES ... 105

3.2.2.1.2. RÉPARTITIONS DES CONTRAINTES DANS LE PROFILÉ ... 107

3.2.2.1.3. RÉACTIONS DES EFFORTS AUX NŒUDS DE LA LIAISON ÂME/SEMELLE ... 110

3.2.2.1.4. MODÉLISATION 3D VOLUMIQUE ISOTROPE ... 111

3.2.2.1.5. MODÉLISATION DE DIFFÉRENTS CONCEPTS DE DRAPAGE EN TRACTION ... 113

3.2.2.1.5.1. LES PROPRIÉTÉS D'UN COMPOSITE STRATIFIÉ ... 113

3.2.2.1.5.2. LES CONCEPTS DE DRAPAGE ET LEURS PARAMÉTRAGES ... 114

3.2.2.1.5.3. COMPARAISON DES CONTRAINTES SOUS UNE SOLLICITATION EN TRACTION ... 117

3.2.2.2. MODÉLISATION DES CONTRAINTES SOUS UNE SOLLICITATION EN CISAILLEMENT ... 121

3.2.2.2.1. MODÉLISATION ISOTROPE 20 ... 121

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3.2.2.2.2. MODÉLISATION ISOTROPE 3D ... 123

3.2.2.3. CONCLUSIONS DES PREMIÈRES MODÉLISATIONS ... 124

3.2.3. PRÉSENTATION DU PROTOCOLE D'ESSAI ... 124

3.2 .3 .1 . DESCRIPTION DES ÉPROUVETTES ... 125

3.2.3.1.1. DÉFINITION DES MATÉRIAUX 1 PROCÉDÉS ... 125

3.2.3.1 2. DÉFINITION DES ÉPROUVETTES ... 125

3.2.3.1.2.1. DÉFINITION DES ÉPROUVETTES DE CONCEPT 1 ... 125

3.2.3.1.2 3. DÉFINITION DES ÉPROUVETTES DE CONCEPT 3 ... 128

3.2.3.2. MATRICE D'ESSAIS ... 131

3.2.3.2.1. MATRICE D'ESSAIS ÉPROUVETTE CONCEPTS 1, 2 & 3 ... 131

3.2.3.2.2. MATRICE D'ESSAIS ÉPROUVETTE CONCEPT 4 ... 131

3.2.4. RÉSULTATS EXPÉRIMENTAUX ... 135

3.2.4.1. ANALYSE DES RÉSULTATS DES ESSAIS DE TRACTION ... 135

3.2.4.1.1. ANALYSE DES COURBES EFFORTS/ DÉPLACEMENT EN TRACTION ... 135

3.2.4.1.1.1. ANALYSE DES COURBES EFFORTS 1 DÉPLACEMENT CONCEPTS 1A ET 18 ... 135

3.2.4.1 1.2. ANALYSE DES COURBES EFFORT/DÉPLACEMENT CONCEPTS 2A ET 28 ... 136

3.2.4.1.1.3. ANALYSE DES COURBES EFFORT/DÉPLACEMENT CONCEPTS 3A ET 38 ... 138

3.2.4.1.2. ANALYSE DES MODES DE RUPTURE EN TRACTION ... 139

3.2.4.1.2 1. ANALYSE DU MODE DE RUPTURE EN TRACTION DES CONCEPTS 1A ET 18 ... 139

3.2.4.1.2.2. ANALYSE DU MODE DE RUPTURE EN TRACTION DES CONCEPTS 2A ET 28 ... 141

3.2.4.1 2.3. ANALYSE DU MODE DE RUPTURE EN TRACTION DES CONCEPTS 3A ET 38 ... 144

3.2.4.1.3. RÉSULTATS DES ESSAIS DE TRACTION ... 146

3.2.4.1.3.1. SYNTHÈSE DES EFFORTS MÉCANIQUES AU PREMIER ENDOMMAGEMENT ... 146

3.2.4.1.3.2. SYNTHÈSE DES EFFORTS MÉCANIQUES À RUPTURE FINALE ... 146

3.2.4.1 3.3. BILAN COMPARATIF DES ESSAIS MÉCANIQUES DE TRACTION ... 147

3.2.4.1.3.4. CONCLUSION DES ESSAIS DE TRACTION ... 148

3.2.4.2. ANALYSE DES RÉSULTATS DES ESSAIS DE CISAILLEMENT ... 151

3.2.4.2.1. ANALYSE DES COURBES D'EFFORTS 1 DÉPLACEMENT EN CISAILLEMENT ... 151

3.2.4.2.1.1. COURBES EFFORT/DÉPLACEMENT CONCEPT 1A ... 151

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3.2.4.2.2. ANALYSE DES MODES DE RUPTURES ... 157

3.2.4.2.2.1. MODE DE RUPTURE CONCEPT 1A. ... 157

3.2.4.2.3. RÉSULTATS DES ESSAIS DE CISAILLEMENT ... 162

3.2.4.2.3.1. SYNTHÈSE DES EFFORTS MÉCANIQUES AU PREMIER ENDOMMAGEMENT ... 162

3.2.4.2.3.2 BILAN COMPARATIF DES ESSAIS MÉCANIQUES DE CISAILLEMENT ... 162

3.2.4.2.3.3. COMPARAISON ANALYSE VIDÉO ET ANALYSE EFFORT/DÉPLACEMENT ... 163

3.2 4.2.3.4. CONCLUSION DES ESSAIS DE CISAILLEMENT ... 164

3.2.5. CONCLUSION DU PROGRAMME SUR LES CONCEPTS D'ASSEMBLAGES ... 165

4. MODÉLISATIONS ET SIMULATIONS NUMÉRIQUES •••••••••••.••..••..•••••••••••••••..•.••.••.•..••.••••••••••••••••...•..•..•...•. 167

4.1. PRÉSENTATION DU LOGICIEL EF SAMCEF ... 167

4.2. CONSTRUCTION DU MODÈLE SOUS SAMCEF ... 167

4.2.1. RAPPEL DES CONTRAINTES OBSERVÉES POUR LE DRAPAGE 2 ... 167

4.2.2. MODÉLISATION DES CONDITIONS D'ESSAIS DU BRIDAGE DE LA SEMELLE ... 169

4.2.3. ÉTATS DE CONTRAINTES SUIVANT NOUVELLES CONDITIONS AUX LIMITES ... 170

4.2.4. OPTIMISATION DU MAILLAGE POUR VISUALISATION DES DÉLAMINAGES ... 172

4.2.5. MODÉLISATION DES DÉLAMINAGES ... 173

4.2.5.1. CHOIX D'UN CRITÈRE DE RUPTURE ... 173

4.2.5.2. APPLICATION DU CRITÈRE DE KIM & SONI SUR LE MODÈLE ... 175

4.3. MODÉLISATION ET OPTIMISATION DU RENFORCEMENT PAR LES FILS DE PIQUAGE ... 177

4.3.1. LE MODÈLE VOLUMIQUE ... 177

4.3.2. LE PARAMÉTRAGE DES ÉLÉMENTS BARRES ... 178

4.3.3. MODÉLISATION DE L'INFLUENCE DU PIQUAGE SUR LES DÉLAMINAGES ... 179

4.4. CONCLUSIONS SUR LA MODÉLISATION DU PIQUAGE ... 182

5. VALIDATION EXPÉRIMENTALE DES OPTIMISATIONS NUMÉRIQUES .•••••••••••••••••••••.•.•.•.•.••••••••••••••••••••••••••• 185 5.1. OBJECTIF DU PROGRAMME D'ESSAI ... 185

5.2. PRÉSENTATION DU PROTOCOLE D'ESSAI. ... 185

5.2.1. DESCRIPTION DES ÉPROUVETTES ... 185

5.2.1.1. DÉFINITION DES MATÉRIAUX & PROCÉDÉS ... 185

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Mathieu PIANA Thèse C/FRE N"145/2004

5.2.1.2. DÉFINITION DES ÉPROUVETTES ... 185

5.2.1.2.1. DÉFINITION DES ÉPROUVETTES DE MOTIF 81 ... 185

5.2.1.2.2. DÉFINITION DES ÉPROUVETTES DE MOTIF 82 ... 187

5.2.2. MATRICE D'ESSAIS ... 189

5.3. CONDITIONS D'ESSAIS... . ... 191

5. 3.1. CONDITIONS DE BRIDAGE DE LA SEMELLE PAR CONCEPT ... 191

5.3.2. ÉTUDE DES CONTRAINTES INTRODUITES PAR LES CONDITIONS D'ESSAIS ... 191

5.4. RÉSULTATS EXPÉRIMENTAUX ... 193

5.4.1. ANALYSE DES RÉSULTATS DES ESSAIS DE TRACTION ... 193

5.4.1.1. ANALYSE DES COURBES EFFORTS 1 DÉPLACEMENT EN TRACTION ... 193

5.4.1.1.1. ANALYSE DES COURBES EFFORTS 1 DÉPLACEMENT CONCEPTS 81 ... 193

5.4.1.1.2. ANALYSE DES COURBES EFFORTS 1 DÉPLACEMENT CONCEPTS 82 ... 195

5.4.1.2. ANALYSE DES MODES DE RUPTURE EN TRACTION ... 197

5.4.1.2.1. ANALYSE DES MODES DE RUPTURES DES CONCEPTS 81 ET 82 NON PIQUÉS ... 197

5.4.1.2.2. ANALYSE DES MODES DE RUPTURES CONCEPTS 81 ET 82 PIQUÉS ... 199

5.4.1.3. RÉSULTATS DES ESSAIS DE TRACTION ... 203

5.4.1.3.1. SYNTHÈSE DES EFFORTS MÉCANIQUES AU 1ER ENDOMMAGEMENT« GRAPHIQUE » ... 203

5.4.1 . 3.2 SYNTHÈSE DES EFFORTS MÉCANIQUES AU 1ER ENDOMMAGEMENT « VIDÉO » ... 203

5.4.1.3.3. BILAN COMPARATIF DES ESSAIS MÉCANIQUES EN TRACTION ... 204

5.4.1. 3.4. COMPARAISON CONCEPTS 81, 2A ET 28 ... 204

5.4.1.3.5. CONCLUSION DES ESSAIS DE TRACTION ... 206

5.4.2. LES ESSAIS DE CISAILLEMENT ... 207

5.4.2.1. ANALYSE DES COURBES EFFORTS 1 DÉPLACEMENT EN CISAILLEMENT ... 207

5.4.2.1.1. ANALYSE DES COURBES EFFORTS 1 DÉPLACEMENT CONCEPT 81 ... 207

5.4.2.1.2. ANALYSE DES COURBES EFFORTS 1 DÉPLACEMENT CONCEPT 82 ... 208

5.4.2.2. ANALYSE DES MODES DE RUPTURE EN CISAILLEMENT ... 209

5.4.2.2.1. ANALYSE DES MODES DE RUPTURES DU CONCEPT B1 ... 209

5.4.2.2.2. ANALYSE DES MODES DE RUPTURES DU CONCEPT B2 ... 211

5.4.2.3. RÉSULTATS DES ESSAIS DE CISAILLEMENT ... 212

5.4.2.3.1. BILAN COMPARATIF DES ESSAIS MÉCANIQUES EN CISAILLEMENT ... 212

5.4.2.3.2. COMPARAISON CONCEPTS 2A ET 81 ... 214

5.4.2.3.3. CONCLUSION DES ESSAIS DE CISAILLEMENT ... 215

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5.5. CONCLUSIONS SUR LES VALIDATIONS EXPÉRIMENTALES DE L'OPTIMISATION ... 216

6. CONCLUSION GÉNÉRALE ET PERSPECTIVES ... 219

LEXIQUE ET ABRÉVIATIONS ... 229

RÉFÉRENCES ÉTAT DE L'ART ... 237

LISTE DES ANNEXES ... 241

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Confidentiel Airbus et IFTH Ce document et son contenu sont la propriété de 1'/FTH et d'Airbus France SAS Ce document ne doit pas être reproduit ou communiqué à un tiers sans une autorisation écrite.

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Liste des figures

FIGURE 1 : EXEMPLES D'ARCHITECTURES DE PRÉFORMES EN "TÉ" ... 32 FIGURE 2 . LONGERONS RTM D'AILERONS AVEC PALIERS CARBONES INTÉGRÉS ... 33 FIGURE 3 : ILLUSTRATION DES SECTIONS COURANTE ET D'INTERFACE ... 34 FIGURE 4 : EXEMPLES D'ÉLÉMENTS PROFILÉS RENCONTRÉS DANS UN CAISSON CENTRAL. ... 36 FIGURE 5 : TÉ DE LIAISON LONGERON/PANNEAU ... 37 FIGURE 6 : TÉ D'ÉCLISSAGE INTRADOS ... 38 FIGURE 7 : LES TYPES DE TISSUS 3D ... 42 FIGURE 8 : ARCHITECTURE FIBREUSE D'UN TISSU 3D ... 43 FIGURE 9 : PRINCIPE DU TISSAGE 3D ... 43 FIGURE 10 : PANNEAU 3D TISSÉ ... 43 FIGURE 11 : SIMPLE COUCHE EXTERNE DE FILS À ±45o ... 44 FIGURE 12 :PROFILÉ EN 1 PLIÉ ... 44 FIGURE 13 : RAIDISSEURS ... 44 FIGURE 14: MATRICE DU TISSAGE [6] ... 45 FIGURE 15: MATRICE DU TISSAGE BITEAM [6] ... 45 FIGURE 16: PRINCIPE DE MOUVEMENT EN TRESSAGE RECTILIGNE 2-SÉQUENCES ... .46 FIGURE 17 : PRINCIPE DE MOUVEMENT EN TRESSAGE POLAIRE 2-SÉQUENCES ... 46 FIGURE 18 : PRINCIPE DE MOUVEMENT EN TRESSAGE CARTÉSIEN 4-STEP ... .4 7 FIGURE 19 : PRINCIPE DE MOUVEMENT EN TRESSAGE POLAIRE 4-SÉQUENCES ... .4 7 FIGURE 20 : PRINCIPE DE L'ENTREMËLEMENT DES FILS ... 48 FIGURE 21 :REPRÉSENTATION DES CHEMINS DE LIAISON INTERCOUCHES ... .48 FIGURE 22 : PRINCIPE DU TRESSAGE ROTARY SUR 4 ROUES À ENCOCHES ... 49 FIGURE 23 : ORGANISATION DES ROUES À ENCOCHES POUR PROFILÉS EN l. ... 49 FIGURE 24 : ARCHITECTURE FIBREUSE D'UNE TRESSE 3TEX [1 0] ... 50 FIGURE 25 : TRESSAGE 3TEX DE PROFILÉS EN TÉ [1 0]. ... 50 FIGURE 26 : PROFILÉ EN TÉ TRESSÉ [1 0] ... 50 FIGURE 27 : POINT NOUÉ ... 51 FIGURE 28 : POINT DE NAVETTE 2 AIGUILLES 3 FILS ... 51 FIGURE 29 : POINT DE CHAÎNETTE DE BASE ... 52 FIGURE 30 : POINT DE CHAÎNETTE 2 FILS 2 AIGUILLES ... 52

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FIGURE 31 : POINT DE CHAÎNETTE 2 FILS ... 53 FIGURE 32: TÊTE DE COUTURE ET POINT DE CHAÎNETTE AL TIN ... 55 FIGURE 33 : TÊTE DE COUTURE ET POINT DE CHAÎNETTE ITA 2 FILS 2 AIGUILLES ... 56 FIGURE 34 · COUTURE CHAÎNETTE UN FIL AVEC AIGUILLE INCURVÉE ... 57 FIGURE 35 · COUTURE POINT NOUÉ ... 57 FIGURE 36 : COUTURE POINT NOUÉ MODIFIÉ ... 57 FIGURE 37 : SCHÉMA DE PRINCIPE DU PIQUAGE ... 58 FIGURE 38 : PIQUAGE ORTHOGONAL 03S® [20] ... 59 FIGURE 39: PRINCIPE DE CLOUTAGE PAR ULTRASONS ... 61 FIGURE 40 : CLOUTAGE AVEC PRÉ-POSITIONNEMENT DES JONCS ... 62 FIGURE 41 : PRINCIPE DU CLOUTAGE AzTEX ... 63 FIGURE 42 : CONFIGURATION DE LA LIAISON EN TÉ [38] ... 67 FIGURE 43 : PRINCIPE DE PROPAGATION DE LA RUPTURE SOUS UNE SOLLICITATION EN FLEXION [36] ... 68 FIGURE 44 : MICROGRAPHIES CARACTÉRISTIQUES DES 3 MODES DE RUPTURES DE LIAISON EN TÉ [37] [38] : (A) FLEXION, (B) TRACTION, ET {C) CISAILLEMENT ... 68 FIGURE 45: PRINCIPE DE PROPAGATION DE LA RUPTURE SOUS UNE SOLLICITATION EN TRACTION [39] ... 69 FIGURE 46 : PRINCIPE DE PROPAGATION DE LA RUPTURE SOUS UNE SOLLICITATION EN CISAILLEMENT [39] ... 69 FIGURE 47: MACHINE DE PIQUAGE 03S® AIRBUS NANTES ... 73 FIGURE 48: MAQUETTE DE PIQUAGE ET DÉPLACEMENTS ÉLÉMENTAIRES ... 74 FIGURE 49 : ILLUSTRATION DE LA MODULARITÉ DE LA MAQUETTE ... 75 FIGURE 50 : SCHÉMAS TÊTE DE PIQUAGE AVEC PIED PRESSEUR ... 75 FIGURE 51 :SCHÉMA BÂTI DE PIQUAGE ... 76 FIGURE 52: DISPOSITION DES PRÉFORMES DANS LE BÂTI DE PIQUAGE ... 76 FIGURE 53 : MOULE RTM AIRBUS FRANCE ... 77 FIGURE 54 : MOULE RTML 1 LRI VAP FABRIQUÉ DANS LE CADRE DE LA THÈSE ... 77 FIGURE 55 : DIMENSIONS D'UN TÉ INJECTÉ AVEC LE MOULE FABRIQUÉ POUR L'ÉTUDE ... 78 FIGURE 56: LA POMPE Â VIDE ... 78 FIGURE 57 : LE POT D'INJECTION ... 79 FIGURE 58 : L'ÉTUVE ... 79 FIGURE 59 : PRINCIPE TRACTION ... 80 FIGURE 60 : PRINCIPE CISAILLEMENT ... 80 FIGURE 61 : PRINCIPE PLIAGE 1 FLEXION ... 81

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FIGURE 62 : MACHINE D'ESSAIS 250 KN METCUT ... 82 FIGURE 63 : MACHINE D'ESSAIS 600 KN AIRBUS NANTES ... 82 FIGURE 64 : SCHÉMA ÉPROUVETTE TRACTION ... 83 FIGURE 65 : OUTILLAGE DE TRACTION ... 84 FIGURE 66 : SCHÉMA ÉPROUVETTE CISAILLEMENT ... 85 FIGURE 67 : PRINCIPE OUTILLAGE DE CISAILLEMENT ... 86 FIGURE 68 : SYSTÈME DE FIXATION N°1 ET ÉCLISSAGE VOILE SIMPLE ... 87 FIGURE 69 : SYSTÈME DE FIXATION N°2 ET ÉCLISSAGE VOILE OPTIMISÉ ... 87 FIGURE 70 : SYSTÈME DE FIXATION N°3 ET ÉCLISSAGE VOILE OPTIMISÉ ... 87 FIGURE 71 : PRINCIPE DE L'ACQUISITION VIDÉO POUR LES ESSAIS DE CISAILLEMENT ... 88 FIGURE 72 : PROFONDEUR DE PIQUAGE INSUFFISANTE TÉ N° 1 ... 94 FIGURE 73: ORIENTATION DU CHAS DE L'AIGUILLE ... 95 FIGURE 74. INFLUENCE DE LA ROTATION DE L'AIGUILLE TÉ N° Ill ... 95 FIGURE 75: INFLUENCE DU PIED PRESSEUR TÉ N° Ill ... 96 FIGURE 76 : PHÉNOMÈNE DE DÉSAXEMENT TÉ N° Il ... 97 FIGURE 77 : MATRICE DE PIQUAGE DE 4 ÉPROUVETTES TÉ N° 11. ... 98 FIGURE 78 : MANIVELLE TÉ N° Il, 3 RANGÉES ... 98 FIGURE 79 : LINÉARITÉ TÉ N° Il, 7 RANGÉES ... 98 FIGURE 80: MATRICE D'INJECTION DE 4 ÉPROUVETTES TÉ N° Ill ... 99 FIGURE 81 :COMPORTEMENT DU FIL DANS LES ÉPROUVETTES TÉ N° Ill ... 99 FIGURE 82 : MATRICE DE PIQUAGE TÉ N° IV ... 100 FIGURE 83 : ÉPROUVETTES TÉ N° IV ... 101 FIGURE 84 : ONDULATION DE LA ZONE DE RACCORDEMENT ... 102 FIGURE 85 : ÉPROUVETTE TÉ N° VI ... 1 03 FIGURE 86: PROPRIÉTÉS HOMOGÉNÉISÉES MATÉRIAU ISOTROPE ... 106 FIGURE 87 : MAILLAGE ET CONDITIONS AUX LIMITES ... 106 FIGURE 88 : CHAMP DE CONTRAINTES ... 107 FIGURE 89 : CONTRAINTE

a

xx AUX NOEUDS ... 108 FIGURE 90 : CONTRAINTE azz AUX NOEUDS ... 108 FIGURE 91 : CONTRAINTE Txz AUX NOEUDS ... 108 FIGURE 92 : DÉPLACEMENTS NODAUX SUIVANT Z ... 109 FIGURE 93 : DÉPLACEMENTS NODAUX SUIVANT Z ... 11 0

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FIGURE 94 : DÉPLACEMENTS NODAUX REPÈRE {XYZ) ... 111 FIGURE 95: REPRÉSENTATION DES EFFETS DE BORDS DANS LA LONGUEUR ET LA LARGEUR DE L'INTERFACE 112 FIGURE 96 : PLI UNIDIRECTIONNEL ... 113 FIGURE 97 : STRATIFIÉ QUASI-ISOTROPE TRANSVERSE ... 113 FIGURE 98: CONCEPTS DE DRAPAGE DE PROFILÉ ... 114 FIGURE 99: CONVENTION MODÉLISATION 2D ORTHOTROPE ... 114 FIGURE 1 00 : MAILLAGE ET REPÈRE LOCAL DRAP AGE 1 ... 115 FIGURE 101 : MAILLAGE ET REPÈRE LOCAL DRAP AGE 2 ... 116 FIGURE 1 02 : MAILLAGE ET REPÈRE LOCAL DRAPA GE 3 ... 116 FIGURE 1 03 : PROPRIÉTÉS HOMOGÉNÉISÉES DES DIFFÉRENTS MATÉRIAUX ... 117 FIGURE 1 04 : CONDITIONS AUX LIMITES ... 117 FIGURE 105: CONTRAINTES ÉQUIVALENTES (VON MISES} ... 118 FIGURE 106 : CONTRAINTES

o-

₁SUIVANT L'AXE 1 ... 119 FIGURE 1 07 : CONTRAINTES

o-

₂SUIVANT L'AXE 2 ... 119 FIGURE 1 08 : CONTRAINTES DE CISAILLEMENT _{T12 ...}120 FIGURE 109: PRINCIPE MODÉLISATION 2D DE L'ESSAI DE CISAILLEMENT ... 121 FIGURE 110 . VISUALISATION DES VECTEURS D'EFFORTS À L'INTERFACE ENTRE L'ÂME ET LA SEMELLE ... 122 FIGURE 111 : TENSEURS 2D DE CONTRAINTES ... 122 FIGURE 112 : VISUALISATION DES VECTEURS D'EFFORTS À L'INTERFACE SUR LE MODÈLE 3D ... 123 FIGURE 113: MODÈLE ORIENTATIONS ÂME/SEMELLE ... 125 FIGURE 114: CONCEPT D'ASSEMBLAGE DE CONCEPT 1 ... 126 FIGURE 115 : SÉQUENCE DES PLIS CONCEPT 1 ... 126 FIGURE 116 . MOTIF DE PIQUAGE (A) DES ÉPROUVETTES DE CONCEPT 1 ... 126 FIGURE 117 : CONCEPT D'ASSEMBLAGE DE CONCEPT 2 ... 127 FIGURE 118 : SÉQUENCE DES PLIS CONCEPT 2 ... 127 FIGURE 119 : Y:! TËTE DE CLOUS CONCEPT 2 ... 128 FIGURE 120. CONCEPT D'ASSEMBLAGE DE CONCEPT 3 ... 129 FIGURE 121 :SÉQUENCE DES PLIS CONCEPT 3 ... 129 FIGURE 122 : Y:! TËTE ET TËTE DE CLOUS CONCEPT 3 ... 129 FIGURE 123 : ANGLES DE PIQUAGE (8) DES ÉPROUVETTES DE CONCEPT 4 ... 130 FIGURE 124 : MOTIF DE PIQUAGE (8) DES ÉPROUVETTES DE CONCEPT 4 ... 131 FIGURE 125: MATRICE D'ESSAIS ÉPROUVETTES TYPE 1, 2 & 3 PIQUAGE ORTHOGONAL. ... 131

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FIGURE 126: MATRICE D'ESSAIS ÉPROUVETTES TYPE 4 PIQUAGE OPTIMISÉ ... 131 FIGURE 127: TABLEAU RÉCAPITULATIF MATRICE D'ESSAIS ... 132 FIGURE 128: CONFIGURATIONS D'OUTILLAGE DE CISAILLEMENT PAR ÉPROUVETTE ... 133 FIGURE 129 : COURBES EFFORT/DÉPLACEMENT ÉPROUVETTES CONCEPTS 1 A & 1 8 ... 135 FIGURE 130 : COURBES EFFORT/DÉPLACEMENT ÉPROUVETTES CONCEPTS 2A & 28 ... 137 FIGURE 131 : COURBES EFFORT/DÉPLACEMENT ÉPROUVETTES CONCEPT 3A & 38 ... 138 FIGURE 132 :INITIATION DU 1ER ENDOMMAGEMENT DANS LE RAYON DES ÉPROUVETTES CONCEPT 1A. ... 139 FIGURE 133 : RUPTURE FINALE DE L'INTERFACE VOILE/ SEMELLE CONCEPT 1A. ... 140 FIGURE 134 : RUPTURE FINALE DE L'ÉPROUVETTE CONCEPT 1 8 ... 140 FIGURE 135 : DÉLAMINAGE DES ÉPROUVETTES CONCEPT 2A ... 141 FIGURE 136: RUPTURE FINALE DANS LE RAYON DE RACCORDEMENT PIQUAGE 2A. ... 142 FIGURE 137: DÉLAMINAGE DANS LES RAYONS DES PRÉFORMES CORNIÈRES CONCEPT 28 ... 143 FIGURE 138 : DÉLAMINAGE INTERPRÉFORMES CONCEPT 28 ... 143 FIGURE 139 : RUPTURE ÉPROUVETTE CONCEPT 28 ... 143 FIGURE 140 : 1ER ENDOMMAGEMENT DES ÉPROUVETTES CONCEPT 3A (DÉLAMINAGE) ... 144 FIGURE 141 : 2N°ET 3E ENDOMMAGEMENT DES ÉPROUVETTES CONCEPT 3A (RESP. À GAUCHE ET DROITE) ... 145 FIGURE 142 : 1ER DÉLAMINAGE DE L'ÉPROUVETTE 403TRA ... 145 FIGURE 143: VALEUR MOYENNE DE L'EFFORT AU 1ER ENDOMMAGEMENT ... 146 FIGURE 144: VALEUR MOYENNE DE L'EFFORT À RUPTURE FINALE ... 146 FIGURE 145: CONTRAINTES ÉQUIVALENTES FMOY/

s

AU 1ER ENDOMMAGEMENT ... 147 FIGURE 146: HISTOGRAMME COMPARATIF DES CONTRAINTES MOYENNES AU 1ER ENDOMMAGEMENT ... 147 FIGURE 14 7 : COMPARAISON DES CONTRAINTES MOYENNES AU 1ER ENDOMMAGEMENT ... 149 FIGURE 148: COURBES EFFORT/DÉPLACEMENT ÉPROUVETTES CONCEPT 1A. ... 151 FIGURE 149 : COURBES EFFORT/DÉPLACEMENT ÉPROUVETTES CONCEPT 2A. ... 153 FIGURE 150 : COURBES EFFORT/DÉPLACEMENT ÉPROUVETTES CONCEPT 3A. ... 155 FIGURE 151 : MESURE AU COMPARATEUR DU CENTRAGE DU VOILE ... 156 FIGURE 152 : RUPTURE À L'INTERFACE VOILE 1 SEMELLE DES ÉPROUVETTES TYPE 1 ... 157 FIGURE 153 : OBSERVATION DE FILS DE PIQUAGE SECTIONNÉS SUR LA SEMELLE ... 157 FIGURE 154 : DÉCALAGE VOILE/SEMELLE ... 158 FIGURE 155 : APPARITION D'UN 1ER DÉLAMINAGE ... 159 FIGURE 156 : APPARITION D'UN 2No DÉLAMINAGE ... 159 FIGURE 157 : POINÇONNAGE DE LA SEMELLE ... 159

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Mathieu PIANA Thèse C/FRE W145!2004

FIGURE 158 : RUPTURE DANS L'ÉCLISSAGE DU VOILE ... 160 FIGURE 159 : APPARITION DÉLAMINAGE CENTRAL ... 160 FIGURE 160: PROPAGATION DÉLAMINAGE CENTRAL ... 160 FIGURE 161 :APPARITION DÉLAMINAGE LATÉRAL ... 161 FIGURE 162: PROPAGATION DÉLAMINAGE LATÉRAL ... 161 FIGURE 163 : POINÇONNAGE DE LA SEMELLE PAR LES BRIDES ... 161 FIGURE 164 : VALEUR MOYENNE DE L'EFFORT AU 1ER ENDOMMAGEMENT ... 162 FIGURE 165 : CONTRAINTES MOYENNES FMOY 1

s

AU 1ER ENDOMMAGEMENT ... 162 FIGURE 166 : HISTOGRAMME COMPARA TIF DES CONTRAINTES MOYENNES AU 1ER ENDOMMAGEMENT ... 163 FIGURE 167 : COMPARAISON DES CONTRAINTES MOYENNES AU 1ER ENDOMMAGEMENT ... 164 FIGURE 168: ÉTATS DE CONTRAINTES PRINCIPALES DANS LES DIFFÉRENTES PARTIES DU DRAPAGE TYPE 2 .. 168 FIGURE 169: CONDITIONS AUX LIMITES DE L'ESSAI D'ARRACHEMENT ... 169 FIGURE 170 : PROPRIÉTÉS ACIER DES ÉLÉMENTS DE BRIDAGE ... 170 FIGURE 171 : ÉTATS DE CONTRAINTES PRINCIPALES DANS LE PROFILÉ AVEC CONDITIONS AUX LIMITES

OPTIMISÉES ... 170 FIGURE 172 : ÉTATS DE CONTRAINTES DANS LES DIFFÉRENTES ZONES DU PROFILÉ ... 171 FIGURE 173 : MAILLAGE OPTIMISÉ AVEC MODÉLISATION DES INTERFACES DE RÉSINE INTER-PRÉFORMES ... 172 FIGURE 17 4 : ENVELOPPE DES CONTRAINTES DU CRITÈRE DE KIM & SONI ... 17 4 FIGURE 175: CONTRAINTES ADMISSIBLES COMPOSITE RTM6/G1151 ... 175 FIGURE 176: DISTRIBUTION DES HKsÀ LA JONCTION ENTRE LES PRÉFORMES ... 175 FIGURE 177 : REPRÉSENTATION MODÈLE VOLUMIQUE ... 177 FIGURE 178 : PRINCIPE COMMANDE STICK POUR PARAMÉTRAGE DES ÉLÉMENTS BARRES ... 178 FIGURE 179: EXEMPLE DE MODÉLISATION DE PIQUAGE ... 179 FIGURE 180 : ÉVOLUTION DES CONTRAINTES MAX SUIVANT LA CONFIGURATION DU PIQUAGE ... 180 FIGURE 181 : CONFIGURATION DE PIQUAGE G. ET CONTRAINTES MAX ... 181 FIGURE 182 : GÉOMÉTRIE ÉPROUVETTES 8, ... 186 FIGURE 183 : SÉQUENCE DES PLIS ÉPROUVETTES 81 ... 186 FIGURE 184 : ANGLES DE PIQUAGE 8, ... 186 FIGURE 185 : MOTIF DE PIQUAGE 81 ... 187 FIGURE 186 : GÉOMÉTRIE ÉPROUVETTES 82 ... 187 FIGURE 187 : GÉOMÉTRIE Y2 TÊTE DE CLOUS 82 ... 187 FIGURE 188 : MOTIF DE PIQUAGE 82 ... 188

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FIGURE 189: MATRICE D'ESSAIS ÉPROUVETTES 81 ET 82···189 FIGURE 190 : MATRICE D'ESSAIS ÉPROUVETTES 81 ET 82 NON PIQUÉES ... 189 FIGURE 191 :TABLEAU RÉCAPITULATIF MATRICE D'ESSAIS ... 190 FIGURE 192: MODÉLISATION DES DEUX CONFIGURATIONS D'ESSAIS ... 191 FIGURE 193 : COMPARAISON DES CONTRAINTES SELON LE DEUXIÈME AXE ... 192 FIGURE 194 : COMPARAISON DES CONTRAINTES DE CISAILLEMENT ... 192 FIGURE 195 : COURBES EFFORT/DÉPLACEMENT CONCEPT 81 ... 194 FIGURE 196 : COURBES EFFORT/DÉPLACEMENT CONCEPT 82 ... 195 FIGURE 197: INITIATION DÉLAMINAGE INTERLAMINAIRE ÉPROUVETTE 81 205TRA (21KN) ... 197 FIGURE 198: INITIATION DÉLAMINAGE INTERLAMINAIRE ÉPROUVETTE 82 21 OTRA (44KN) ... 197 FIGURE 199 : DÉ LAMINAGE INTERLAMINAIRE SEMELLE ÉPROUVETTE 81 205TRA (24KN) ... 198 FIGURE 200: PROPAGATION DU DÉLAMINAGE ÉPROUVETTE 82210TRA (65KN) ... 198 FIGURE 201 : PROPAGATION SEMELLE ET 2No DÉLAMINAGE DANS LE VOILE ÉPROUVETTE 81 205TRA (80KN) 198 FIGURE 202: APPARITION 2ND DÉLAMINAGE À LA BASE DU VOILE ÉPROUVETTE 82 210TRA (74KN) ... 198 FIGURE 203 : RUPTURE ÉPROUVETTE 81 205TRA DANS LE RA YON D'UNE PRÉFORME EN l (86KN) ... 199 FIGURE 204: RUPTURE PRÉFORMES EN lET ARRACHEMENT INSERT ÉPROUVETTE 82 21 OTRA (75KN) ... 199 FIGURE 205: INITIATION DÉLAMINAGE INTERLAMINAIRE CONCEPT 81 (VALEUR MOYENNE 72KN) ... 200 FIGURE 206: INITIATION DÉLAMINAGE INTERLAMINAIRE CONCEPT 82 (VALEUR MOYENNE 84KN) ... 200 FIGURE 207 · PROPAGATION CONSTANTE DU DÉLAMINAGE DES PRÉFORMES EN l CONCEPT 81 ... 200 FIGURE 208 : PROPAGATION CONSTANTE DU DÉLAMINAGE DES PRÉFORMES EN l CONCEPT 82 ... 200 FIGURE 209: RUPTURE COMPLÈTE VOILE/SEMELLE CONCEPT 81 (VALEUR MOYENNE 142KN) ... 201 FIGURE 210 : RUPTURE COMPLÈTE VOILE/SEMELLE CONCEPT 82 (VALEUR MOYENNE 140KN) ... 201 FIGURE 211 : PROFIL DE RUPTURE CONCEPT 81 ... 202 FIGURE 212 : PROFIL DE RUPTURE CONCEPT 82 ... 202 FIGURE 213 : VALEUR MOYENNE DE L'EFFORT AU 1ER ENDOMMAGEMENT GRAPHIQUE ... 203 FIGURE 214 : VALEUR MOYENNE DE L'EFFORT AU 1ER ENDOMMAGEMENT VIDÉO ... 203 FIGURE 215 : COMPARAISON DES CONTRAINTES ÉQUIVALENTES FMov / S AU 1ER ENDOMMAGEMENT ... 204 FIGURE 216: HISTOGRAMME COMPARATIF DES CONTRAINTES MOYENNES AU 1ER ENDOMMAGEMENT ... 204 FIGURE 217 : COMPARAISON DES CONTRAINTES ÉQUIVALENTES FMov / S AU 1ER ENDOMMAGEMENT ... 205 FIGURE 218: HISTOGRAMME COMPARATIF DES CONTRAINTES MOYENNES AU 1ER ENDOMMAGEMENT ... 205 FIGURE 219 : COURBES EFFORT/DÉPLACEMENT CONCEPT 81 ... 207 FIGURE 220 : COURBES EFFORT/DÉPLACEMENT CONCEPT 82 ... 208

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Mathieu PIANA Thèse CIFRE W145/2004

FIGURE 221 :APPARITION D'UN DÉLAMINAGE ... 209 FIGURE 222 : AMORCE DE DÉLAMINAGE À L'INTERFACE ... 210 FIGURE 223 : PROPAGATION DU DÉ LAMINAGE JUSQU'AU RA YON DE RACCORDEMENT ... 21 0 FIGURE 224: DÉLAMINAGE EN COMPRESSION DU FLANC SUPÉRIEUR DU TÉ ... 210 FIGURE 225 : DÉLAMINAGES LIÉS AUX CONCENTRA Tl ONS DE CONTRAINTES INTRODUITES PAR LE BRIDAGE ... 211 FIGURE 226 : DÉLAMINAGES MULTIPLES PAR EFFET DE DÉPLIAGE DES PRÉFORMES EN l ... 212 FIGURE 227: ÉTAT DES DÉLAMINAGES À EFFORT MAXIMUM À RUPTURE ... 212 FIGURE 228: VALEUR MOYENNE DES EFFORTS AU 1ER ENDOMMAGEMENT PAR CONCEPT ... 212 FIGURE 229: COMPARAISON DES CONTRAINTES ÉQUIVALENTES FMov 1 S AU 1ER ENDOMMAGEMENT ... 212 FIGURE 230 : HISTOGRAMME COMPARA TIF DES CONTRAINTES MOYENNES AU 1ER ENDOMMAGEMENT ... 213 FIGURE 231 :COMPARAISON DES CONTRAINTES ÉQUIVALENTES FMOY 1 S AU 1ER ENDOMMAGEMENT ... 214 FIGURE 232: HISTOGRAMME COMPARATIF DES CONTRAINTES MOYENNES AU 1ER ENDOMMAGEMENT ... 214 FIGURE 233 : TABLEAU COMPARA TIF DES CONTRAINTES MOYENNES AU 1ER ENDOMMAGEMENT POUR UN

ASSEMBLAGE TYPE« PLIÉ AVEC INSERT » ... 217 FIGURE 234: SYNTHÈSE DES RÉSULTATS DES TRAVAUX DE THÈSE ... 220 FIGURE 235 : ÉVOLUTION DES CONCEPTS DE DRAP AGE ... 221 FIGURE 236: DIFFÉRENCIATION ENTRE LE PREMIER ENDOMMAGEMENT ET L'EFFORT MAXIMUM QUE PEUT

SUPPORTER UNE STRUCTURE AÉRONAUTIQUE ... 222 FIGURE 237 : REPÈRE LIÉ AU PROFILÉ EN TÉ ... 223 FIGURE 238 · CONCEPT DE PIQUAGE À VALIDER ... 225 FIGURE 239: SCHÉMATISATION DES SOLLICITATIONS ÉLÉMENTAIRES DE TRACTION, CISAILLEMENT ET PLIAGE

...

~5 FIGURE 240 :TRAITEMENT DES RÉSULTATS CONCEPT 1A ... 263 FIGURE 241 :TRAITEMENT DES RÉSULTATS CONCEPT 18 ... 264 FIGURE 242 : CONTRAINTES MOYENNES ÉPROUVETTES CONCEPT 1 ... 264 FIGURE 243 : TRAITEMENT DES RÉSULTATS CONCEPT 2A ... 265 FIGURE 244 : TRAITEMENT DES RÉSULTATS ÉPROUVETTE CONCEPT 28 ... 265 FIGURE 245 : CONTRAINTES MOYENNES ÉPROUVETTES CONCEPT 2 ... 266 FIGURE 246 :TRAITEMENT "GRAPHIQUE" DES RÉSULTATS ÉPROUVETTES CONCEPT 3A. ... 267 FIGURE 247 :TRAITEMENT "GRAPHIQUE" DES RÉSULTATS ÉPROUVETTE CONCEPT 38 ... 267 FIGURE 248 : TRAITEMENT ''viDÉO" DES RÉSULTATS ÉPROUVETTES CONCEPT 3A ... 268 FIGURE 249 : TRAITEMENT VIDÉO DES RÉSULTATS ÉPROUVETTES CONCEPT 38 ... 268

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FIGURE 250 : CONTRAINTES MOYENNES AU 1ER ENDOMMAGEMENT (ANALYSE GRAPHIQUE) CONCEPT 3 ... 269 FIGURE 251 : CONTRAINTES MOYENNES AU 1ER ENDOMMAGEMENT (ANALYSE VIDÉO) CONCEPT 3 ... 269 FIGURE 252: 2.00 MIN APRÈS LE DÉBUT DE L'ESSAI, TOUTES LES ÉPROUVETTES SONT ENCORE INTACTES ... 270 FIGURE 253 : 2.15 MIN, 1ER DÉLAMINAGE POUR DRAPA GE 2 AVEC PIQUAGE STANDARD ... 270 FIGURE 254:2.53 MIN, 1ER DÉLAMINAGE POUR DRAPAGE 1 AVEC PIQUAGE STANDARD ... 271 FIGURE 255:2.72 MIN, RUPTURE FINALE DU TYPE 1A. ... 271 FIGURE 256 : 2.87 MIN, RUPTURE FINALE DU TYPE 1 8 ... 272 FIGURE 257 : 4.84 MIN, EXTENSION DES ENDOMMAGEMENTS POUR 2A ET 1ER ENDOMMAGEMENT POUR 28 .. 272 FIGURE 258 : 4.86 MIN, EXTENSION DES ENDOMMAGEMENTS POUR 28 ... 273 FIGURE 259 : 5.20 MIN, RUPTURE FINALE DE 2A. ... 273 FIGURE 260: 5.28 MIN, RUPTURE FINALE DE 28 ... 274 FIGURE 261 :TRAITEMENT ''viDÉO" DES RÉSULTATS CONCEPT 1A ... 275 FIGURE 262: TRAITEMENT "GRAPHIQUE" DES RÉSULTATS CONCEPT 1A ... 275 FIGURE 263 : TRAITEMENT ''viDÉO" DES RÉSULTATS CONCEPT 2A ... 276 FIGURE 264 : TRAITEMENT "GRAPHIQUE" DES RÉSULTATS CONCEPT 2A ... 276 FIGURE 265: TRAITEMENT ''viDÉO" DES RÉSULTATS ÉPROUVETTE CONCEPT 3A ... 277 FIGURE 266 : TRAITEMENT "GRAPHIQUE" DES RÉSULTATS ÉPROUVETTES CONCEPT 3A. ... 277 FIGURE 267 :TRAITEMENT "GRAPHIQUE" DES RÉSULTATS ÉPROUVETTE CONCEPT 81 NON PIQUÉE ... 281 FIGURE 268 :TRAITEMENT "GRAPHIQUE" DES RÉSULTATS ÉPROUVETTES CONCEPT 81 PIQUÉE ... 281 FIGURE 269 : TRAITEMENT ''viDÉO" DES RÉSULTATS ÉPROUVETTES CONCEPT 8, ... 282 FIGURE 270 : CONTRAINTES MOYENNES AU 1ER ENDOMMAGEMENT (ANALYSE GRAPHIQUE) CONCEPT 8 1 ... 282 FIGURE 271 :CONTRAINTES MOYENNES AU 1ER ENDOMMAGEMENT (ANALYSE VIDÉO) CONCEPT 81 ... 283 FIGURE 272 :TRAITEMENT "GRAPHIQUE" DES RÉSULTATS ÉPROUVETTE CONCEPT 82 NON PIQUÉE ... 284 FIGURE 273 :TRAITEMENT "GRAPHIQUE" DES RÉSULTATS ÉPROUVETTES CONCEPT 82 PIQUÉE ... 284 FIGURE 274: TRAITEMENT ''viDÉO" DES RÉSULTATS ÉPROUVETTES CONCEPT 82···285 FIGURE 275 :CONTRAINTES MOYENNES AU 1ER ENDOMMAGEMENT (ANALYSE GRAPHIQUE) CONCEPT 82··· 285 FIGURE 276 : CONTRAINTES MOYENNES AU 1ER ENDOMMAGEMENT (ANALYSE VIDÉO) CONCEPT 82 ... 286 FIGURE 277 : TRAITEMENT "GRAPHIQUE" DES RÉSULTATS ÉPROUVETTES CONCEPT 8, ... 286 FIGURE 278 : TRAITEMENT ''viDÉO" DES RÉSULTATS ÉPROUVETTES CONCEPT 8, ... 287 FIGURE 279 : TRAITEMENT "GRAPHIQUE" DES RÉSULTATS ÉPROUVETTES CONCEPT 82 ... 287 FIGURE 280: TRAITEMENT ''viDÉO" DES RÉSULTATS ÉPROUVETTES CONCEPT 82···288

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1. Introduction générale 1.1. Introduction

Les excellentes propriétés mécaniques des matériaux composites associées à leur légèreté permettent aux concepteurs d'améliorer les performances des avions tout en réduisant les coûts de fabrication.

Les avantages des composites ne se limitent pas à leur grande rigidité et résistances spécifiques. Ils offrent également des avantages vis à vis de la résistance à la fatigue. L'emploi de matériaux composites fibreux multicouches (essentiellement à base de fibres de carbone) dans le domaine de l'aéronautique offre un gain substantiel en termes de masse et de résistance à la corrosion.

En revanche, la sensibilité de ces structures vis à vis de certains modes de rupture en limite notablement le champ d'application. C'est généralement au voisinage de singularités géométriques (proximité d'un bord, d'un trou, d'un raccord angulaire entre structures, ... ) que s'initient des décollements de plans de fibres (délaminage) pouvant conduire à une rupture spontanée sous chargement modéré.

De nombreuses études effectuées ces quinze dernières années ont montré l'intérêt de renforcer les stratifiés (superposition de couches de fibres orientées) ou les assemblages de préformes par l'insertion d'un renfort fibreux ou métallique dans l'épaisseur, préalablement à l'injection de résine type procédé RTM (Resin Transfer Moulding).

Dans le cadre de certaines de ces études, des poutres composites à section droite du type "T" résultant d'un assemblage par piquage de préformes en "L" ont été réalisées. Divers tests mécaniques montrent une amélioration de la tenue de ces structures renforcées vis à vis des problèmes de délaminage prenant naissance à proximité de la jonction des raccords angulaires des profilés en "L" (cf. Figure 1 ).

Le but de cette thèse est d'améliorer la tenue mécanique de la liaison de préformes (profilés type T ou H) par un procédé de renfort fibreux à partir de la compréhension des phénomènes de rupture.

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Dans son cahier des charges (§.1.2.1 }, Airbus a précisé que toutes les technologies de mise en forme textile pour la réalisation d'architecture fibreuse en T, 1 ou C doivent être étudiées.

1

---

-·

·---J

(préforme pliée) Profilé en L

Figure 1 :Exemples d'architectures de préformes en "Té"

La modélisation numérique par éléments finis (EF) sera utilisée comme outil d'évaluation des optimisations du renforcement des préformes composites. L'intérêt de l'approche théorique est de limiter l'expérimentation (temps, coût) ; l'objectif des travaux de recherche n'est en aucun cas de développer des modèles numériques de dimensionnement de Tés (afin de faciliter le développement de nouvelles pièces avions).

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1.2. Cahier des charges d'Airbus

1.2.1. État de l'art Airbus sur les assemblages de préformes RTM

A l'heure actuelle, l'unique application série de renforcement d'assemblages de préformes composites concerne les longerons RTM d'ailerons A340 et A380. Ces derniers comportent des paliers carbones intégrés (cf. Figure 2) par le procédé de piquage 03S® (cf. page 58).

Cette technique d'insertion de fil permet de renforcer la jonction entre le longeron (épaisseur de ?mm) et la zone courante du palier (épaisseur de 10mm). Ces paliers sont dit« faiblement chargés».

Dans les longerons, sont également présents des paliers dit « fortement chargés » (plus épais) mais ces derniers sont métalliques pour des raisons de manque de maturité de la technologie pour des fortes épaisseurs de carbone (25mm) au moment du développement de I'A380.

Paliers carbones piqués

Figure 2 :Longerons RTM d'ailerons avec paliers carbones intégrés

L'objectif de l'étude est de diversifier le champ d'application des assemblages de préformes en optimisant la tenue mécanique de ces assemblages. Les solutions composites adoptées pour la réalisation de pièces ou sous-ensembles doivent rester compétitives par rapport à une solution métallique en terme de: masse, coût et délais de fabrication.

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1.2.2. Exigences techniques

1.2.2.1. Tenues mécaniques

Afin de disposer de données comparatives, l'étude réalisée sur des éprouvettes d'essais en Tés de géométrie similaire à des éprouvettes mécaniques standards d'Airbus. Ces dernières présentent une épaisseur courante de 8 à 11 mm.

1.2.2.1.1. État de l'art

La tenue mécanique d'un assemblage de préformes renforcé par une technique type couture (cf. §.1.4.1.3) ou cloutage (cf. §.1.4.1.4) est très dépendante des paramètres de renforcement ainsi que des conditions aux limites d'essais.

Airbus teste la tenue mécanique de ces assemblages sous des sollicitations élémentaires. Les trois principaux types de sollicitations sont la traction (également appelée « arrachement » ), le cisaillement et le pliage. Se référer au chapitre 2.2.1 pour plus de détails.

Pour des raisons de certification des structures aéronautiques, Airbus s'intéresse à la tenue mécanique statique au 1er endommagement (cf. définition §.2.2.6).

Pour une question pratique, le niveau d'effort à rupture (en N) est rapporté à la surface de la section courante du voile (cf. Figure 3) .On travaille ainsi avec une grandeur physique homogène à une contrainte (en N/mm2 _{ou MPa).}

Surface section courante

Section courante

Figure 3 : Illustration des sections courante et d'interface

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Par ailleurs, la configuration optimale pour un type de sollicitation (par exemple la traction) n'est pas l'optimum pour un autre type de sollicitation (par exemple le cisaillement).

Airbus France affiche les valeurs suivantes en tant qu'état de l'art :

? Résistance à la traction (également appelée« arrachement»)= 100 MPa ? Résistance au cisaillement= 70 MPa

~ Résistance au pliage= niveau d'effort dépendant de la géométrie du Té et du bras de levier

1.2.2.1.2. Objectifs

Dans le cadre des recherches de thèse, l'objectif fixé par Airbus France en termes de tenue mécanique est le suivant :

? Résistance à l'arrachement= 150 MPa ~ Résistance au cisaillement= 100 MPa

~ Résistance au pliage = aucune optimisation demandée

Par ailleurs, la tenue mécanique mesurée doit être homogène autour de sa moyenne. Il est demandé une dispersion inférieure à 10% (coefficient de variation).

1.2.2.2. Matériaux et procédés de renforcement de la liaison

Pour des raisons de qualification aéronautique, les matériaux du profilés composite en Té sont imposés par Airbus : substrat carbone G1151 1 époxy RTM6 (cf. §.3.2.3.1.1 ).

Concernant le renfort, aucun matériau n'est imposé "a-priori" : renforts fibreux, renforts métalliques, autres. Dans tous les cas, Airbus recommande d'éviter de trop brusques variations du taux volumique de fibre, pour des questions de tenue mécanique. De la même manière, aucun procédé de renforcement n'est imposé "a-priori".

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1.2.2.3. Applications industrielles visées

Plusieurs applications sont visées, notamment le renforcement dans la direction perpendiculaire (dépliage) des éléments profilés (cf. Figure 4) type poutres sur caisson et semelles de nervure réalisées de façon automatisée sur le démonstrateur du projet régional Pays de la Loire « Préformage automatisé».

Poutres sur caisson

Semelles de nervure

Figure 4 : Exemples d'éléments profilés rencontrés dans un caisson central

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Une seconde application éventuelle concerne la liaison entre le longeron central et le panneau intrados sur la structure caissonnée (cf. Figure 5).

Panneau intrados

Figure 5 : Té de liaison longeron/panneau

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Poutre sur caisson

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Une troisième application pourrait être la liaison entre la nervure 1 (nervure frontière entre le caisson latéral et le caisson central) et l'éclisse du panneau intrados de caisson de voilure sur le panneau intrados de caisson central (cf. Figure 6).

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1

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Figure 6: Té d'éclissage intrados

Un dernier exemple d'application éventuelle concerne les assemblages de préformes de fortes épaisseurs comme les paliers de longerons « fortement chargés » évoqués au §.1.2.1.

1.2.3. Exigences économiques

Sur le plan économique, le meilleur compromis entre le coût de l'innovation et de fabrication par rapport au gain de masse doit être privilégié.

Le procédé d'assemblage (03S®, cf. §.1.4.1.3.2.3) utilisé à l'heure actuelle coûte environ 140€/m pour 9 rangées de couture avec une cadence de 2 secondes par point de piquage pour un pas de 6mm.

L'objectif fixé par Airbus est de privilégier une technologie ayant un coût d'exploitation industrielle équivalent (ou moindre).

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1.3. Schématisation du déroulement des travaux de recherches

1 Cahier des charges Airbus 1

Étude bibliographique sur les procédés de mise forme textile de préformes

composites carbones

Étude de l'état de l'art Airbus et EADS sur les assemblages de préformes RTM

Cho1x d'unltechno og1e

+

Développement des moyens d'essais : ../ Conception et fabrication d'une machine de

piquage

../ création plateforme d'injection composite à I'ICAM (moule, étuve, pot chauffant, etc.) ../ conception et fabrication des outillages

d'essais mécaniques 1

Caractérisation des moyens & procédés sur composites verre/époxy renforcé carbone

!

18

'8 approche numérique linéaire: modélisation EF de profilés en Té isotrope

!

Définition du 1er programme d'essais mécanique sur l'influence des paramètres de

drapage et de piquage (21 éprouvettes)

l

Réalisation du programme d'essais mécaniques

Exploitation des résultats : identification d'une séquence de drapage optimale

2eme approche numérique: modélisation EF de profilés en Té suivant le concept de drapage identifié grâce au programme d'essais

Définition, réalisation du 2nd programme d'essais mécaniques et exploitation des résultats : validation expérimentale des voies d'optimisations obtenues par modélisation (12 éprouvettes)

[ Conclusions et préconisations sur les assemblages de préformes composites par piquage

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