Evènement rare, un incendie au sein ou à l’extérieur d’un avion peut avoir des conséquences catastrophiques pour l’intégrité de l’appareil et de ses occupants. Les aéronefs sont donc dimensionnés pour répondre aux nombreuses exigences définies par les Autorités de certification. Le respect de ces exigences doit être démontré au travers d’essais de certification sur des échantillons de dimensions réduites avec des bruleurs standardisés. Dans une démarche de virtualisation d’essais, le développement d’outils prédictifs du comportement thermophysiques des structures composites soumises à un feu est un objectif ambitieux et très prometteur. Face à la complexité des nombreux phénomènes physiques mis en jeux (thermo-dégradation, dégazage, inflammation de gaz de pyrolyse, érosion, etc.), une méthodologie de modélisation incrémentale a été suivie partant de modèles simples pour aboutir au développement d’un modèle 3D du comportement thermochimique du composite T700/M21 soumis au feu. Ce modèle est basé sur une étude phénoménologique du comportement du composite grâce au développement d’un test au feu innovant et maitrisé. En outre, toutes les données d’entrée sont issues de mesure expérimentale de propriétés thermophysiques en utilisant des méthodes de caractérisation existantes et innovantes. In fine, la comparaison des profils de température et de la perte de masse mesurés du composite avec les résultats numériques montre la capacité du modèle à prédire ce comportement au feu. / Rare event, an aircraft in fire can lead to disastrous consequences for the integrity of the plane and its passengers. The aircraft are thus dimensioned in order to comply with the large number of requirements defined by the certification Authorities. The respect of these standards has to be demonstrated via certification tests on structure panels of reduced size using standardized burners. In a virtual testing approach, the development of predictive tools of the thermomechanical behaviour of the composite exposed to fire is an ambitious objective and very promising. With regards to the complexity of the many physical phenomena involved in the combustion process (thermodegradation, out-gassing, ignition of gases, erosion, etc.), an incremental modelling methodology has been followed starting with basic model to finally succeed to develop a 3D model of the thermochemical behaviour of the T700/M21 composite exposed to fire. This model is based on a phenomenological study of the behaviour of the composite using a novel versatile fire test which was developed in a totally controlled way. In addition, all inputs are obtained from measurements of thermophysical properties using existing and innovative characterisation methods. In fine, the comparison of the measured temperature profiles and the mass loss of the composite with the numerical results show the capability of the model to predict the fire behaviour of the material.

Nos travaux se sont intéressés au soudage de matériaux composites à matrice thermoplastique avec une application au cas particulier du procédé de consolidation en continu "Drapcocot" développé dans l'industrie aéronautique. L'objectif est de comprendre les mécanismes physico-chimiques qui interviennent lors de la consolidation du matériau APC-2 (fibres de carbone/PEEK) afin de pouvoir modéliser puis optimiser le procédé. Dans cette perspective, l'originalité de l'étude a été de développer une modélisation thermique du procédé à l'échelle de la pièce composite et de mener simultanément une étude approfondie des phénomènes à l'échelle macromoléculaire: diffusion des chaînes, cristallisation et dégradation thermique du PEEK. En couplant ces différentes approches, nous sommes désormais capables de prédire l'efficacité de la consolidation en fonction des paramètres du procédé. Dans le diagramme Temps-Temérature du procédé, les limites imposées par les différents phénomènes physiques antagonistes sont données par des courbes «iso-diffusion» et «iso-dégradation». Ces simulations ont été confrontées aux expériences en terme de tenue mécanique de l'interface soudée. Cette cartographie du soudage en continu nous a permis d'expliquer dans quelle voie l'amélioration du procédé doit se faire pour que la consolidation soit optimale. Le modèle développé peut être étendu à d'autres systèmes de chauffe ou d'autres matériaux.

Cette thèse s'inscrit dans le cadre d'un vaste programme visant à établir un premier retour d'expérience sur des structures aéronautiques en fin de vie. L'objectif des travaux présentés ici est donc de caractériser le vieillissement et les propriétés résiduelles de pièces provenant d'avions après démantèlement, et donc après service. Plus précisément, deux matériaux de nature différente sont considérés : un alliage d'aluminium 2024-T351, constitutif d'une voilure d'A320 ; et un composite carbone/époxy T300/914, prélevé sur les voilures d'un Falcon X et d'un ATR.Pour les voilures composites, les travaux ont porté sur les effets de l'eau des stratifiés. L'évolution de la température de transition vitreuse en DMA a été étudiée en fonction du taux d'humidité présente dans le stratifié. Les résultats d'essais de sorption set de désorption ont été confrontés à différents modèles de diffusion. Les propriétés résiduelles ont été évaluée au travers de divers essais mécaniques. Il ressort de cette étude un très bon comportement du composite après service.Les travaux concernant la voilure métallique se focalisent sur les propriétés résiduelles en fatigue de l'alliage de voilure. Les résultats montrent qu'un durcissement structural apparaît en service, et qu'un léger abattement de la durée de vie en fatigue est observable. Cependant, le comportement à la fissuration est inchangé en comparaison avec un matériau " neuf ".Au final, ce premier retour d'expérience est positif. Il peut maintenant permettre aux avionneurs de vérifier les règles utilisées lors de la conception ou d'optimiser certains dimensionnements, mais aussi de justifier des extensions de durée de vie des avions.

Th.--Sci.--Bordeaux 1, 1979. N°: 641.

Cette thèse s’inscrit dans le cadre d’un vaste programme visant à établir un premier retour d’expérience sur des structures aéronautiques en fin de vie. L’objectif des travaux présentés ici est donc de caractériser le vieillissement et les propriétés résiduelles de pièces provenant d’avions après démantèlement, et donc après service. Plus précisément, deux matériaux de nature différente sont considérés : un alliage d’aluminium 2024-T351, constitutif d’une voilure d’A320 ; et un composite carbone/époxy T300/914, prélevé sur les voilures d’un Falcon X et d’un ATR.Pour les voilures composites, les travaux ont porté sur les effets de l’eau des stratifiés. L’évolution de la température de transition vitreuse en DMA a été étudiée en fonction du taux d’humidité présente dans le stratifié. Les résultats d’essais de sorption set de désorption ont été confrontés à différents modèles de diffusion. Les propriétés résiduelles ont été évaluée au travers de divers essais mécaniques. Il ressort de cette étude un très bon comportement du composite après service.Les travaux concernant la voilure métallique se focalisent sur les propriétés résiduelles en fatigue de l’alliage de voilure. Les résultats montrent qu’un durcissement structural apparaît en service, et qu’un léger abattement de la durée de vie en fatigue est observable. Cependant, le comportement à la fissuration est inchangé en comparaison avec un matériau « neuf ».Au final, ce premier retour d’expérience est positif. Il peut maintenant permettre aux avionneurs de vérifier les règles utilisées lors de la conception ou d’optimiser certains dimensionnements, mais aussi de justifier des extensions de durée de vie des avions. / The thesis is part of a larger program aimed at establishing a first feedback on structural health of aeronautical structures at the end of life. The aim of the work presented here is to characterize the residual properties after aging of parts from aircraft after teardown, and therefore after service. Specifically, two different types of materials are considered: an aluminum alloy 2024 T351, constituting the underside of an A320 wing, and a composite carbon/epoxy T300/914, taken from the wing of a Falcon X and the wing of an ATR.Concerning the composite wings, the study focused on the effects of water on laminated composites. The evolution of the glass transition temperature by DMA has been studied as function of moisture present in the composite. The results of sorption and desorption tests were confronted to different diffusion models. Residual properties were evaluated through various mechanical tests. It is clear from this study a very good behavior of the composite after service.The work on the metal wing is focused on the residual fatigue properties of these alloys. The results show that hardening occurs in service, and a slight reduction of the fatigue life is observed, the number of cycles to failure ranging between 104 and 106. However, the fatigue crack growth resistance is unchanged in comparison with a “virgin” material.Finally, this initial feedback is positive: It can now enable manufacturers to check the design rules or to optimize the design, but also to justify aircraft life extensions.

Afin de comprendre les mécanismes d'usure et de frottement des composites carbone/carbone (C/C) utilisés en freinage aéronautique, un modèle numérique est utilisé pour dissocier les effets mécaniques des effets physico-chimiques et thermiques. Le modèle repose sur l'utilisation d'une approche par éléments finis et de techniques d'homogénéisation appliquées à un volume élémentaire représentatif (VER) du matériau à l'échelle mésoscopique frottant sur une surface rigide ou déformable. A cette échelle, le matériau est décrit par une matrice en carbone et des paquets de fibres de carbone appelés torons, perpendiculaires à la surface frottante. Pour assurer la représentativité de la structure du matériau, plusieurs modèles hétérogènes sont étudiés. Les résultats sont comparés à ceux obtenus avec le modèle homogène équivalent qui découle de l'homogénéisation. L'influence des conditions de contact (la rigidité), ainsi que l'influence de la distribution des torons proches de la surface frottante sur les régimes de vibrations des différents modèles sont mises en évidence. L'extension du modèle numérique à un contact entre deux composites a mis en évidence une forte augmentation des contraintes maximales localisées principales dans les torons présents à la surface frottante. Ces fortes localisations de contraintes peuvent avoir pour conséquence l'endommagement des torons ce qui induit la dégradation de la surface frottante jusqu'aux détachements de particules.

L'utilisation d'un composite Carbone/Carbone 2D est envisagée pour des pièces de structure, travaillant entre 150 et 400°C, dans l'aéronautique civile. Dans ce domaine de température, la durabilité de ces matériaux n'est pas connue car ils n'ont jamais été développés pour de telles applications. Une première approche a permis de corréler la réactivité chimique des constituants élémentaires (fibres et matrices) à leur état d'organisation structurale. Les vieillissements réalisés sur matériau composite ont ensuite mis en évidence qu'un faible taux d'oxydation pouvait conduire à un abaissement significatif des propriétés mécaniques résiduelles. Les fissures et les décohésions consécutives au procédé d'élaboration conduisent à une oxydation préférentielle du composé le plus réactif et à la ruine prématurée du composite par délaminage. L'évolution des propriétés de ce matériau sur de longues durées est finalement discutée afin d'évaluer sa capacité à remplacer les matériaux métalliques dans des pièces aéronautiques.

L’utilisation d’un composite Carbone/Carbone 2D est envisagée pour des pièces de structure, travaillant entre 150 et 400°C, dans l’aéronautique civile. Dans ce domaine de température, la durabilité de ces matériaux n’est pas connue car ils n’ont jamais été développés pour de telles applications. Une première approche a permis de corréler la réactivité chimique des constituants élémentaires (fibres et matrices) à leur état d’organisation structurale. Les vieillissements réalisés sur matériau composite ont ensuite mis en évidence qu’un faible taux d’oxydation pouvait conduire à un abaissement significatif des propriétés mécaniques résiduelles. Les fissures et les décohésions consécutives au procédé d’élaboration conduisent à une oxydation préférentielle du composé le plus réactif et à la ruine prématurée du composite par délaminage. L'évolution des propriétés de ce matériau sur de longues durées est finalement discutée afin d’évaluer sa capacité à remplacer les matériaux métalliques dans des pièces aéronautiques. / A 2D Carbon/Carbon composite is envisaged for structural parts, operating between 150 and 400°C, in civil aircraft. In this temperature range, the durability of these materials remains unknown because they have never been developed for this kind of applications. A first approach allowed us to correlate the chemical reactivity of the elemental constituents (fiber and matrix) to their structural organization. Then, thermal ageing tests performed on the composite material have demonstrated that a low rate of oxidation could be responsible to a significant reduction of residual mechanical properties. Cracks and fiber/matrix debonding resulting to the elaboration process create an extended pathway to a preferential oxidation of the most reactive compound. This latter is followed by a premature failure by delamination. The reduction of the material properties over long periods is finally discussed in order to evaluate its ability to replace metallic materials in aircraft structural parts.

A l'heure actuelle le stockage de l'hydrogène sous forme gazeuse, comprimée à haute pression, apparaît comme la solution le plus mature présentant le meilleur compromis en termes de masse, de pression de service mais aussi de volume des réservoirs. Cependant pour un développement plus large et sécurisé, l'amélioration des performances et la réduction des coûts des réservoirs restent des enjeux prioritaires. C'est dans ce contexte que nous avons étudié le stockage de l'hydrogène dans des réservoirs de type IV, en composites fibres de carbone/époxy. Ce travail a eu pour objectif d'accroitre la fiabilité du dimensionnement. Dans un premier temps, une étude expérimentale de caractérisation des matériaux constitutifs du réservoir a été réalisée. Pour améliorer la fiabilité des calculs, un modèle probabiliste a été proposé pour décrire le comportement de la partie composite du réservoir, principalement la rupture des fibres. Des calculs multiéchelles ont été mis en place basés sur les propriétés mécaniques et physiques des fibres. Les autres modes de dégradations, décollement entre plis, liaison embase-liner ont aussi été pris en compte dans les calculs de comportement du réservoir jusqu'à son éclatement. Enfin des recommandations de dimensionnement du réservoir ont été proposées afin d'améliorer les performances tout en minimisant la masse de composite dans un objectif de réduction des coûts. / Presently, the compressed hydrogen storage under high pressure appears to be the most sophisticated solution regarding to a compromise of mass, service pressure and also volume of pressure vessels. However, the challenges of pressure vessels nowadays are their performance improvement as well as their cost reduction. In this context, we studied the type IV hydrogen storage pressure vessel in carbon fibre/epoxy composites. This work aims to obtain a reliable pressure vessel design. Firstly, an experimental study of associated materials and pressure vessel characterisation has been carried out. Then, we proposed a probabilistic model for a composite which is dedicated in particular to fibre breakage using multi-scale simulations in accordance with its mechanical and physical properties. Once this model joined with damage criteria dedicated separately to the others damage mechanisms are integrated into the pressure vessel simulations. Finally, recommendations on composite pressure vessels have been proposed in order to improve their performances and to decrease the mass of composite directly corresponding to the reduction of composite pressure vessels cost.

Afin de comprendre les mécanismes d’usure et de frottement des composites carbone/carbone (C/C) utilisés en freinage aéronautique, un modèle numérique est utilisé pour dissocier les effets mécaniques des effets physico-chimiques et thermiques. Le modèle repose sur l’utilisation d’une approche par éléments finis et de techniques d’homogénéisation appliquées à un volume élémentaire représentatif (VER) du matériau à l’échelle mésoscopique frottant sur une surface rigide ou déformable. A cette échelle, le matériau est décrit par une matrice en carbone et des paquets de fibres de carbone appelés torons, perpendiculaires à la surface frottante. Pour assurer la représentativité de la structure du matériau, plusieurs modèles hétérogènes sont étudiés. Les résultats sont comparés à ceux obtenus avec le modèle homogène équivalent qui découle de l’homogénéisation. L’influence des conditions de contact (la rigidité), ainsi que l’influence de la distribution des torons proches de la surface frottante sur les régimes de vibrations des différents modèles sont mises en évidence. L’extension du modèle numérique à un contact entre deux composites a mis en évidence une forte augmentation des contraintes maximales localisées principales dans les torons présents à la surface frottante. Ces fortes localisations de contraintes peuvent avoir pour conséquence l’endommagement des torons ce qui induit la dégradation de la surface frottante jusqu’aux détachements de particules. / To understand the mechanisms of wear and friction of carbon 1 carbon composites (C/C} used in aeronautical braking, a numerical model is used to separate the mechanical effects of the physico-chemical and thermal effects. The model is based on the use of an approach by finite elements (FE} and techniques of homogenization applied to a representative elementary volume (RVE} of the material in the mesoscopic scale rubbing on a rigid or deformable surface. In this scale, the material is described by a matrix in carbon and packages of carbon fiber called strands, perpendicular on the contact surface. To insure the representativeness of the structure of the material, several heterogeneous models are studied. The results are compared with those obtained with the equivalent homogeneous model which ensues from the homogenization. The influence of the conditions of contact (the rigidity), as well as the influence of the distribution of strands at the contact surface on the regimes of vibrations of the various models are revealing. The extension of the numerical model in a contact between two composites underline a strong increase of maximal constraints mainly localized in the strands present on the contact surface. These strong localizations of constraints can have for consequence the damage of strands what leads the degradation of the contact surface until the detachments of particles.