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Thesis defences

12/06/2019
  • Soutenance Ange Rogani

    12/06/2019  9 h 15 min - 11 h 45 min

    Titre :Modélisation de la propagation de dommages post impact dans des revêtementscomposites hybrides : Application aux pale d’hélicoptère

    Mots clés : Composite hybride – impact –fatigue – endommagement

    Jury :C. Hochard - L. Gornet - O. Polit - N. Bahlouli

    Encadrant : P. Navarro – S. Marguet – J.F. Ferrero

    FRANÇAIS

    En phase de vol les pales d’hélicoptère, structure en matériaux composites dont le revêtement est un stratifié hybride composé de deux plis tissés carbone/époxy et un pli verre/époxy, peuvent être sujettes à des impacts. Cela génère des dommages de types fissurations matricielles, ruptures de fibres et délaminage. La propagation de ces dommages au cours du vol peut s’avérer désastreuse pour la sécurité des passagers. Cette thèse a pour objectifs de comprendre et modéliser les mécanismes d’endommagement mis en jeu au cours de la propagation du dommage post-impact et de développer un modèle fiable capable de les prédire.

    La première étape de ce travail a été de mettre en évidence, de manière expérimentale, le scénario de propagation du dommage post-impact en traction quasi-statique et fatigue dans deux stratifications hybrides tissées couramment utilisées comme revêtement de pale d’hélicoptère. La taille du dommage initial,la stratification utilisée ainsi que le type de chargement (quasi-statique ou fatigue) ont une influence sur le scénario obtenu.

    La seconde étape a été d’adapter l’approche semi-continue, développée par P.Navarro et F. Pascal pour l’impact sur stratifiés tissés, aux sollicitations de traction quasi-statique et fatigue post-impact. Pour cela, des développements,basés sur les observations expérimentales, ont été implémentés, tels qu’un critère de rupture en compression des fibres et une loi originale d’endommagement de la résine en cisaillement permettant de représenter différents types d’endommagement matriciel. Le modèle a ensuite été confronté aux différents essais réalisés. Les résultats ont enfin été analysés afin d’apporter une meilleure compréhension des phénomènes de propagation du dommage dans les revêtements hybrides tissés.

    ANGLAIS

    Helicopter blades, that are compositestructures, can be subject to impacts in flight or at ground. That leads to matrix crackings, fibers breakages and delamination in the skin of the blade,which is usually made up of three woven plies of carbon/epoxy and glass/epoxy.The damage propagation in flight can be disastrous for the helicopter returnand the passengers safety. This study aims to understand the damage mechanisms involved in the post-impact damage propagation and to develop a reliable post-impact modelling capable of predict them.

    The first step of this work was to highlight,with several experimental tests, the post-impact damage propagation scenario in quasi-static and fatigue tension for two hybrid woven laminates commonly used forthe skins of helicopter blade. The initial damage size, the stacking sequence andthe loading (quasi-static or fatigue) have an influence on the scenario observed.

    The second step was to adapt the semi-continuous approach, developed by P. Navarro and F. Pascal for impact on woven laminates, to quasi-static and fatigue tensile loadings. For this purpose, developments,based on the experimental observations, have been implemented, such as a compressive break criterion for the fibers and an original damaging law inshear able to represent different types of matrix damaging. Then, the modelling was compared to the experimental tests performed previously. Finally, the results have been analyzed in order to give a better understanding of the phenomena of post-impact damage propagation in the woven hybrid skins.

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12/05/2019

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