Modélisation de la propagation de dommage post-impact dans des revêtements composites de pales d’hélicoptère

par Ange Rogani

Thèse de doctorat en Génie mécanique, mécanique des matériaux

Soutenue le 06-12-2019

à Toulouse 3 , dans le cadre de École doctorale Mécanique, énergétique, génie civil et procédés (Toulouse) , en partenariat avec Institut Clément Ader (Toulouse) (laboratoire) .


  • Résumé

    En phase de vol, les pales d’hélicoptère, structures en matériaux composites dont le revêtement est un stratifié hybride composé de deux plis tissés carbone/époxy et un pli tissé verre/époxy, peuvent être sujettes à des impacts. Cela génère des dommages de types fissurations matricielles, ruptures de fibres et délaminages. La propagation de ces dommages au cours du vol peut s’avérer désastreuse pour la sécurité des passagers. Cette thèse a pour objectifs d’identifier 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 d’endommagement de la résine en cisaillement permettant de représenter différents types d’endommagement matriciel. Une stratégie de simulation de la fatigue post-impact a également été mise en place. 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.

  • Titre traduit

    Modelling of post-impact damage propagation in composite skins of helicopter blades


  • Résumé

    Helicopter blades, that are composite structures, can be subject to impacts in flight or at ground. That leads to matrix crackings, fibers breakages and delaminations 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 return and the passenger’s safety. This study aims to identify 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 for the skins of helicopter blade. The initial damage size, the stacking sequence and the 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 a damaging law in shear able to represent different types of matrix damaging. A strategy of post-impact fatigue simulation has also been implemented. 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.



Le texte intégral de cette thèse sera accessible librement à partir du 01-12-2024

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