Des panneaux sandwichs thermoplastiques imprimés en 3D avec des cœurs en nid d'abeille sont étudiés afin d'être utilisés dans la conception d'engins d'exploration lunaire. C'est dû à leur rigidité en flexion élevée, leur faible densité et leur basse conductivité thermique. Les matériaux thermoplastiques ne sont pas aussi bien documentés en termes de comportement mécanique que d'autres matériaux. La recherche est donc nécessaire pour prédire le comportement mécanique de structures en composite thermoplastique fabriquées par impression 3D. À cette fin, ce projet avait trois objectifs principaux. Le premier était de caractériser le comportement mécanique d'un polymer thermoplastique (polylactide ou PLA) imprimé en 3D. Le deuxième était de prédire le comportement mécanique de panneaux sandwichs en PLA avec des simulations. Le troisième était de développer un modèle homogénéisé du cœur en 2D pour les simulations à grande échelle. Les spécimens en PLA ont été caractérisées en traction et en compression. Un module d'élasticité en traction de 2,46 ± 0,07 GPa et un module d'élasticité en compression de 2,68 ± 0,04GPa ont été mesurés. Des essais ont également été réalisés pour des panneaux imprimés soumis à des chargements de compression hors-plan, de flexion trois-points et d'indentation. Ces essais ont été ensuite modélisés par éléments finis. Les modèles 3D, constitués d'éléments coques 2D pour modéliser les cellules du cœur et les peaux, ont prédit le module d'élasticité et la contrainte maximale à 10 % près pour la compression et la flexion. Les modes de flambement, cependant, n'ont pas été si bien modélisés par les simulations de compression et d'indentation, ce qui montre une limite de la méthode. Ce modèle a été ensuite utilisé pour déterminer les propriétés élastiques équivalentes du cœur Ces propriétés, ainsi que les propriétés calculées par des méthodes analytiques, ont été appliquées à des modèles 2D représentatifs des panneaux sandwichs. En comparant ces modèles, il a été établi que le comportement linéaire en traction et en compression dans le plan était similaire. En flexion, le modèle qui utilise des propriétés équivalentes obtenues analytiquement prédit à moins de 5 % la rigidité du modèle 3D complet, tandis que le modèle qui utilise des propriétés équivalentes obtenues numériquement était à moins de 15 %. Étant donné qu'un modèle analytique précis ne sera pas disponible pour prédire les propriétés équivalentes pour chaque géométrie de cœur et pour des matériaux non-isotropes, utiliser es propriétés équivalentes du cœur obtenues par éléments finis dans un modèles coques 2D qui représente le panneau sandwich est une méthode valide pour prédire le comportement mécanique d'une structure sandwich. Avec ce modèle premier comme base, les travaux de modélisation s'étendre aux composites thermoplastiques renforcé par des fibres de carbone qui serviraient à concevoir un engin d'exploration lunaire résistant à son environnement. D'autres travaux peuvent également être effectués sur différents panneaux qui, grâce à la flexibilité de l'impression 3D, ont une densité ou une géométrie variable. Ces panneaux sandwichs aideront à optimiser la structure d'un engin d'exploration lunaire capable de survivre à des cycles jour-nuit complets sur la lune. / 3D printed thermoplastic composite sandwich panels with honeycomb cores are being researched as a structural element for lunar rovers. This is for their high flexural rigidity, low density, and low thermal conductivity. However, thermoplastic materials are not aswell-documented in terms of structural behaviour as other commonly-used materials like aluminum. Therefore, work is needed to develop a model for these thermoplastics. To that end, this project had three main objectives. The first was to characterize a 3D printed thermoplastic polymer (polylactic acid or PLA). The second was to establish a model to predict the mechanical behaviour of printed honeycomb core sandwich panels. The third was to develop an equivalent core model for large-scale simulations. Parts made with PLA were characterized in tension and compression. These tests measured an elastic modulus in tension of 2.46 ± 0.07 GPa and an elastic modulus in compression of 2.68 ± 0.04 GPa. Tests were also performed for printed panels undergoing out-of-plane compression, three-point bending, and indentation, which were then simulated. Three-dimensional simulation models, constructed by modelling the core cells and the skins with two-dimensional shell elements, accurately predicted the elastic modulus and maximum stress to within 10% for both the compression and bending simulations. The buckling modes were less accurately modelled for both compression and indentation simulations, which shows the limit of the current method's predictive capabilities. This model was then used to determine the equivalent elastic properties of the honeycomb core. These properties, along with properties calculated analytically, were applied to 2D plate models that represented the sandwich panels. Comparing these models, it was found that the linear behaviour for in-plane tension and compression were very similar. In bending it was found that the core model that used analytically determined equivalent properties predicted within 5 % the rigidity of the full 3D model. The 2D core model that used numerically determined equivalent properties was within 15 %. Given that a precise analytical model is not available for every core geometry and for non-isotropic materials, the utilization of a core with equivalent properties obtained from finite element analysis of a sandwich panel represented by 2D shell elements is a valid method to predict the mechanical behaviour of a sandwich structure. With this model, progress can be made on the production and modelling of reinforced thermoplastic composites for a lunar rover. Further work can also be done on different panels that have variable densities or geometries that change throughout the core. These sandwich panels will help to optimize a rover's structure to be the first to survive full lunar day-night cycles.

En service, les pièces aéronautiques en matériaux composites et structures sandwiches subissent des dommages qui nécessitent des réparations. Les réparations par patch interne en biseau, en escalier ou par combinaison des deux offrent une excellente restauration de la résistance mécanique pour ces structures composites. Cependant, l’environnement de réparation peut se révéler être un défi de taille quant à leur mise en œuvre, au choix des paramètres géométriques (angle de biseau, nombre de plis extra), à leur comportement mécanique sous différents chargements ainsi qu’à leur processus d’endommagement. Cette thèse présente une étude expérimentale et numérique (éléments finis) du comportement mécanique de réparations par patch interne effectuées sur des structures avec des peaux en composites à renforts tissés fabriquées hors autoclave et âme en Nomex en nid d’abeille. Afin de déterminer l’effet de différents paramètres géométriques sur la résistance de la réparation et de comprendre son comportement mécaniqueet son processus d’endommagement, une série de tests de caractérisation sous différents chargements (traction, compression, flexion) a été effectuée sur des structures sandwiches faite avec deux matériaux composites tissés pour la peau : soit du composite tissé taffetas (PW) ou satin de 8 (8HS) Des simulations numériques ont été effectuées afin de prédire le comportement mécanique de la réparation. Cette étude numérique a été effectuée en plusieurs étapes. Un premier modèle 2D qui suppose que la colle ait un comportement linéaire élastique a été développé et permet d’étudier la distribution des contraintes dans le joint de colle pour différentes configurations de réparation rectangulaire. Ensuite, le modèle 2D est modifié pour tenir compte du comportement élastoplastique de la colle et ceci permet de prédire le comportement mécanique d’une réparation rectangulaire jusqu’à la rupture. Par la suite, un modèle 3D est développé pour prédire le comportement de réparations circulaires sous des chargements de compression. Ce modèle tient compte de l’endommagement progressif des peaux en composite. Les résultats de ces simulations numériques sont comparés par la suite aux mesures expérimentales. Les modèles par éléments finis, avec une loi de comportement élastoplastique pour le joint de colle, permettent une estimation adéquate de la résistance ainsi que de l’endommagement des structures sandwiches réparées. Une étude paramétrique a eu lieu afin d’étudier l’effet de différents paramètres géométriques sur la résistance de la réparation. La mise en œuvre et la détermination de la performance mécanique des réparations par patch interne des structures sandwiches est une tâche complexe avec de multiples paramètres de matériaux et de procédés. D’une manière générale, cette thèse contribue à une meilleure compréhension du comportement mécanique des structures sandwiches réparées et de leur processus d’endommagement. Les modèles par éléments finis développés dans ces travaux ont été validés expérimentalement et des simulations paramétriques ont contribué à une meilleure compréhension de l’influence des différents paramètres géométriques sur la résistance de la réparation par patch interne. / In service, aeronautical components made of composite materials and sandwich structures are subject to type of damages that require repairs. Adhesively bonded repairs (scarf-scarf, step-step or scarf-step) offer an excellent mechanical strength recovery for these composite structures. However, the repair environment can be a significant challenge in terms of the choice of geometrical parameters (scarf angle, addition of an overply), damage process parameters and mechanical behavior under different loads.This thesis presents both experimental and numerical investigations of the mechanical behavior of internal patch repairs carried-out on Nomex honeycomb composite sandwich structures. The skins use an out-of-autoclave woven fabric made of carbon-epoxy composite materials. In order to determine the effect of different geometric parameters on the resistance of the internal patch repair and to better understand its mechanical behavior and damage processes, a series of mechanical tests under different loads (tensile, compression, bending) is conducted on the repaired sandwich panels made with either plain weave or 8 harness satin textile composites. Numerical simulations were carried out, in several stages, in order to determine the mechanical behavior of the repair. First, a 2D model that assumes a linear elastic behavior of the adhesive film was developed. This simple model allows to study the distribution of the stresses in the adhesive joint for different configurations of rectangular patch repair. Then, the 2D model is modified in order to account for the elastoplastic behavior of the adhesive film. The latter allows to predict the mechanical behavior of a rectangular internal patch repair until rupture. Subsequently, a 3D model is developed to predict the mechanical behavior of circular internal patch repairs under compressive loadings. This model takes into account the progressive damage and failure of the woven fabric skins. The results of these numerical simulations are validated by comparing them to experimental measurements. The finite element models that account for the elastoplastic behavior law for the adhesive joint allow predictions of the strength as well as the damage morphology of the repaired sandwich structures. A parametric study has also been conducted in order to determine the influence of the geometrical design parameters in the repair strength. Processing and assessment of the mechanical performance of internal patch repairs on sandwich structures is a complex task with multiple material and process parameters. In general, this thesis contributes to a better understanding of the mechanical behavior of adhesively bonded repaired sandwich structures and their damage process. The finite element models developed in this work and validated experimentally have contributed through parametric numerical simulations to an economical better understanding of the influence of different geometric parameters on the strength and failure of internal patch repaired sandwich panels.

L'objectif de cette thèse est de développer des modèles d'homogénéisation analytiques de panneaux sandwichs en nid d'abeilles. A la différence des méthodes classiques, l'effet des peaux est pris en compte, conduisant à des propriétés mécaniques très différentes. Dans les cas des tractions, flexions, cisaillement dans le plan, cisaillements transversaux et torsion, différentes séries de fonctions analytiques sont proposées pour prendre en compte la redistribution des contraintes entre les parois du nid d'abeilles. Nous avons étudié l'influence de la hauteur du nid d'abeilles sur les propriétés élastiques. Les courbes des modules obtenues avec le modèle proposé sont bien bornées par les valeurs obtenues avec la théorie des poutres. Les contraintes d'interface sont également étudiées afin de comparer avec les modèles existant pour le problème de traction. De nombreux calculs numériques ont été réalisés avec nos H-modèles pour les problèmes de tractions, de flexions, de traction-flexion couplés, de cisaillement dans le plan, de cisaillement transversal et de torsion. De très bon accords ont été obtenus entre les résultats issus des H-modèles et ceux issus des calculs en éléments finis de coques en maillant complètement les panneaux sandwichs. Nos H-modèles ont été appliquées aux calculs de grandes plaques sandwichs industrielles en nid d'abeilles. La comparaison desrésultats entre les H-modèles et les calculs en éléments finis de coques du logiciel Abaqus sont en très bon accord. / The aim of this thesis is to develop an analytical homogenization model for the honeycomb core sandwich panels. Unlike conventional methods, the skin effects are taken into account, leading to a very different mechanical properties. In the cases of extensions, bendings, in-plane shear, transverse shears andtorsion, different analytical function series are proposed to consider the stress redistribution between the honeycomb walls. We have studied the influence of the height of the core on its homogenized properties. The moduli curves obtained by the present H-models are well bounded by the moduli values obtained by the beam theory. The interface stresses are also studied to compare with existing models for stretching problem. Many numerical computations with our H-models have been done for the problems of stretching, bending, in-plan and transverse shearing, as well as torsion. Very good agreement has been achieved between the results of the H-models and the results obtained by finite element simulations by completely meshing thesandwich panel with shell elements. Our H-models have been applied to the computations of industrial large sandwich panels with honeycomb core. The comparison of the results between the H-models and the simulations with Abaqus shell elements are in very good agreement.