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.

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.

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.

L’élaboration de composites en cuisson autoclave est un procédé bien maîtrisé maisles cycles de cuisson peuvent être très longs, en particulier dans le cas de préimprégnésaéronautiques. L’objectif de ce travail de thèse est d’étudier la possibilité de diminuer letemps des cycles de polymérisation pour la fabrication de composites stratifiés minces àl’aide d’un procédé de cuisson rapide. Des essais de caractérisation ont permis de définirles grandeurs thermodynamiques du préimprégné carbone/époxy qui a servi de base ànotre étude ainsi que les paramètres du modèle cinétique de la résine. Une simulationnumérique du procédé de cuisson, basée sur une modélisation des couplages desphénomènes chimiques (polymérisation de la résine), thermiques (transferts de chaleuravec prise en compte de l’exothermie de la réaction) et mécaniques (formation decontraintes et déformations résiduelles) induits par le procédé, a été développée dans lebut d’optimiser les cycles de polymérisation. La caractérisation mécanique des matériauxélaborés à partir d’un dispositif de cuisson rapide mis au point au Laboratoire a permis dedémontrer que nous n’avions pas de pertes de caractéristiques par rapport aux piècesélaborées en autoclave. / The autoclave polymerization is the bottleneck of the production flux for largepublic parts, hence the speedy polymerization process emerges to improve the productionratio. The objective is to study the possibility of reducing the cycle time of polymerizationfor the production of thin composite laminates using a fast cure process out-of-autoclave.Specific or standard chemical and mechanical characterization tests had been designed inorder to capture the expected characteristics for the model simulation and validate thesimulation results. According to the values obtained, an analysis based on the finiteelement technique is developed to simulate the speedy curing process of epoxy resincomposite. The analysis relates the cure temperature to the thermal, chemical and physicalprocesses occurring in the thin composite part during cure. Included in the analysis are theeffects such as the heat generation due to exothermic chemical reactions. For a specifiedcure cycle, the model could be used to calculate the temperature distribution, the degree ofcure of the resin inside the composite part as well as predict the residual curing stressesand the strains of the cured composite parts.Keywords :

L’introduction des composites dans des pièces structurelles critiques pour les aéronefs représente une réelle rupture technologique et nécessite des études spécifiques afin de maîtriser leur comportement et leur durabilité. Ce travail a pour objectifs de caractériser et de comprendre les mécanismes de vieillissement de composites interlock 3D à fibres de carbone et à matrice polymère lorsqu’ils sont soumis à des cycles thermiques.Dans ce but, un essai de cyclage thermique (-55°C/120°C), dont l’environnement thermique et gazeux est totalement maitrisé, a été mis en place pour le vieillissement d’échantillons composites représentatifs du motif interlock élémentaire. L’analyse des mécanismes de dégradation induits a été réalisée grâce i/ à la mise au point d’une méthode de caractérisation quantitative 3D de l’évolution des microfissures au cours du cyclage, basée sur des observations par microtomographie RX et sur le développement d’une procédure de traitement d’images spécifique, ii/ au développement d’un essai de cyclage thermique in situ synchrotron couplé à une technique de corrélation d’images volumiques 3D, et iii/ à des simulations par éléments finis prenant en compte l’architecture réelle des échantillons à l’échelle mésoscopique et le comportement thermo-viscoélastique de la matrice.Les résultats obtenus mettent en évidence des couplages thermo-chimio-mécaniques complexes,qui s’expriment à travers quatre paramètres influents : le temps (et le nombre de cycles),l’architecture de l’interlock, la ténacité de la matrice et sa sensibilité à la thermo-oxydation. / The introduction of composite materials in critical structural parts for aircrafts represents a real technological breakthrough and requires specific studies to understand their behavior and durability. This work aims to characterize and understand the ageing mechanisms incarbon/epoxy 3D interlock composites when they are submitted to thermal cycling.For this purpose, a thermal cycle test (-55°C/120°C), whose heat and gaseous environment istotally mastered, was set up for the ageing of composite samples of elemental interlock pattern dimensions. Analysis of induced degradation mechanisms was achieved by i/ the development ofa 3D quantitative characterization method of the evolution of microcracks during cycling, basedon observations by microtomography RX and the development of a specific image processing procedure, ii/ the development of an in situ thermal cycle test under synchrotron light, coupled to a digital volume correlation technique, and iii/finite elements simulations taking into account the actual mesoscopic architecture of the samples and the thermo-viscoelastic behavior of thematrix.The results reveal complex thermo-chemo-mechanical couplings that are linked to four important parameters: time (and the number of cycles), the interlock architecture, the matrix toughness andits sensitivity to thermo-oxidation.

Dans le domaine du renforcement et/ou de la réparation des structures en béton armé par des matériaux composites à l'aide de la méthode du collage extérieur au moyen d'un adhésif époxy, une des préoccupations de la communauté scientifique est l'intégrité structurelle de ce système dans le cas d'incendie dans lequel la haute température est une caractéristique essentielle et peut atteindre jusqu'à 1200°C. Ce travail de recherche est axé sur le comportement thermomécanique à très haute température des matériaux composites [un composite à base de polymère carbone/ époxy (Carbon Fiber Reinforced Polymer- CFRP), un composite textile/ mortier cimentaire (Textile Reinforced Concrete- TRC) et un adhésif à base d'époxy]. L'évolution des propriétés mécaniques et d'autres aspects mécaniques de ces matériaux composites avec la température a été caractérisée. Une nouvelle procédure expérimentale concernant la mesure de la déformation de l'éprouvette à l'aide du capteur laser est développée et validée. Une étude numérique et expérimentale a été réalisée dans le but de déterminer principalement la température à la rupture des joints « composite/ adhésif/ composite » sous les sollicitations mécaniques et thermiques. L'efficacité de la protection thermique de deux isolants [PROMASPRAY®T (produit commercial de la société PROMAT] et Isolant A (produit développé par le LGCIE site Tusset) a aussi été étudiée dans cette thèse. Enfin, une approche numérique, à l'aide du logiciel ANSYS, est utilisée afin de déterminer, de façon préliminaire et approximative, à l'échelle matériau, les propriétés thermiques des matériaux (composite textile/ mortier cimentaire -TRC et Isolant A) / In the area of the strengthening and/or the reparation of reinforced concrete structures with composites by means of the external bonding method using an epoxy adhesive, one of the preoccupation of the scientific community is the structural integrity of this system in the event of fire in which the high temperature is the essential feature et can reach up to 1200°C. This research focuses on the thermo-mechanical behavior of composite materials [carbon/epoxy adhesive composite (or carbon fiber reinforced polymer (CFRP), textile/cementitious mortar composite (or textile reinforced concrete (TRC)] and an epoxy-based adhesive. The evolution of mechanical properties and other mechanical aspects of these materials with the temperature has been characterized. A new experimental procedure concerning the measurement of sample strain by the laser sensor is developed and validated. An experimental and numerical study has been realized in order to mainly determine the temperature at the failure of "composite/adhesive/composite" joints under thermal and mechanical loadings. The effectiveness of the thermal protection of two insulators [PROMASPRAY®T (a commercial product of the PROMAT company and the insulator A (product developed by the LGCIE site Tuset)] has also been investigated in this PhD thesis. Finally, a numerical approach, using ANSYS software, is used to determine, in the preliminary and approximate way, at material scale, thermal properties of the materials [the textile reinforced concrete (TRC) and the insulator A]