Ce travail vise le développement d’une méthode non destructive permettant de contrôler la qualitémécanique des joints collés aéronautiques, en utilisant les ondes de choc générées par impact laser (projetENCOMB). Des chocs ont été réalisés à l’aide de dispositifs tels que des sources laser ou des canons à gaz.Différents diagnostiques ont été utilisés : le VISAR, la VH, la visualisation transverse, la microscopie optiqueet confocale, la radiographie X, le contrôle ultrasons...Des échantillons de résine et des compositesstratifiés carbone/époxy ont d’abord été étudiés. Des chocs laser instrumentés, couplés à des analysespost-mortem, ont permis une meilleure compréhension des phénomènes de choc dans ces matériaux. Lesrésultats obtenus sur les assemblages composites collés montrent que la technique de choc laser permetde discriminer différents degrés d’adhérence. L’utilisation de modèles numériques, développés grâce auxdonnées expérimentales, a permis d’analyser la propagation du choc dans ces assemblages complexes. Cesrésultats ont démontré la nécessité d’optimiser la technique, afin de tester exclusivement l’adhérence dujoint collé, sans endommager les composites de l’assemblage. Plusieurs solutions d’optimisation sontproposées tels que l’utilisation d’une impulsion variable, ou celle de double chocs. Ces solutions ont étévalidées expérimentalement et l’optimisation numérique a fourni les paramètres de choc pour de futurstests. Finalement, ce travail fournit des résultats originaux sur le comportement dynamique de compositesstratifiés et permet de progresser vers l’adaptation du test d’adhérence par choc laser à différentsassemblages composites. / This work aims the development of a non-destructive technique to control the mechanical quality ofaeronautics adhesive bonds (ENCOMB project). Shocks were realized by use of laser sources or gas gun, anddifferent techniques were used to analyse the shocks such as: VISAR, PDV, Shadowgraphy, optical andconfocal microscopy, X-ray radiography, ultrasound testing…Epoxy resins and carbon/epoxy compositelaminates were first investigated. Monitored laser shocks, in addition to post-mortem analyses, enabled tobetter understand the shock phenomenon on these complex materials. The results obtained on bondedcomposite showed that the laser shock technique can be used to discriminate different adherence levels.The use of numerical models, developed thanks to the experimental data, enabled to analyze the shockpropagation in these complex assemblies. They also evidenced the need for optimization, in order to testonly the bond interface and not to break the composite parts on the assembly. Several optimizationsolutions are formulated such as the use of tuneable pulse duration, or double shock configurations. Someof these solutions have been experimentally validated, and the numerical optimization gives the shockparameters to use for the next experimental campaigns. Finally, this work provides original results on thedynamic behaviour of composite materials under laser shock and leads to the adaptation of the laser shockadhesion test to any kind of bonded composite assemblies.

L'utilisation des matériaux composites en proportion grandissante dans les structures des avions de nouvelle génération oblige, pour des questions de sécurité et de coûts, les constructeurs à établir des règles de dimensionnement prenant en compte les spécificités du comportement physique en général, mécanique en particulier, du comportement des structures composites. Ce projet concerne la tolérance aux dommages sur assemblages boulonnés des plaques à fibres de carbone Module Intermédiaire/matrice époxy T800/M21. Dans un premier temps, le comportement mécanique de ces liaisons boulonnées a été étudié grâce à des essais de traction sur éprouvettes représentatives de plaques aéronautiques assemblées en simple recouvrement. La seconde partie de l'étude a consisté à impacter des assemblages en simple recouvrement proche d'une ligne de fixation, de comprendre et de modéliser la tenue résiduelle en traction après impact. La dernière partie décrit l'effet d'impact à basse vitesse sur le comportement des éprouvettes en tension initiale (pour simuler le comportement en fonctionnement de l'assemblage) en utilisant un montage spécifique, pour comparer l'effet des impacts avec et sans tension initiale sur la tenue résiduelle de l'assemblage. Enfin, une modélisation numérique par éléments finis introduisant l'endommagement et la rupture à l'échelle du pli, a permis de réaliser des comparaisons essais-calculs sur un assemblage et une stratification. Le modèle permet de retranscrire les phases d'endommagement rupture relevées expérimentalement. Il constitue une base pour une suite du développement futur des modèles. / The proportion of use of composites materials in the structures of the new generation airplane is growing, for the questions of safety and costs, the manufacturers have established rules of sizing taking into account generally the specificities of the physical behavior, mechanics in particular, behavior of the composite structures. This project concerns the tolerance in damage on assemblies screwed by plates with intermediate modulus fiber carbon / epoxy matrix T800 / M21. As a first time, the mechanical behavior of bolted junctions was studied thanks to essays of traction on representative specimens of aeronautical plates assembled in single lap shear (SLS) joint. The second part of the study is consisted to impact on the assemblies in single lap close to a fastening line, understanding and modeling the residual tensile strength after impact.The last part describes the effect of low speed impact on the specimens behavior which have been submitted to initial tension (to simulate the behavior in operation of the assembly) using a specific test, to compare the effect of the impacts with and without initial tension on the residual behavior of the composite bolted joint. Finally, a numerical finite element model with a ply damage and failure behaviors, made it possible to make comparisons between tests and numerical computations for a specific lay-up. The model shows the different phases of damages and failures observed experimentally. It provides a good basis for further development of these numerical models.

Les impacts sur structures composites peuvent fortement diminuer leur résistance résiduelle sans laisser de marque visible sur la surface extérieure. Dans le domaine aéronautique, un seuil minimum de détection de l’endommagement d’impact est défini, basé sur l’indentation permanente laissée par l’impact. En deçà de ce seuil, la structure doit résister à un chargement défini : c’est la notion de tolérance aux dommages d’impact. Dimensionner numériquement une structure composite en tenant compte des aspects détectabilité et tolérance aux dommages nécessite donc de savoir modéliser à la fois l’impact, l’indentation permanente et la résistance résiduelle sous compression.Ces travaux se focalisent sur la modélisation numérique des composites stratifiés formés de plis unidirectionnels. L’objectif est d’établir un modèle prédictif de la tenue résiduelle après impact. Une étude expérimentale a été réalisée afin d’étudier le scénario d’endommagement à l’impact et sous compression après impact (CAI), et de fournir des résultats expérimentaux pour valider les modèles numériques.Une modélisation par éléments finis avec une approche de type Discrete Ply Model (DPM) est effectuée, basée sur des travaux précédents. Le modèle d'impact est amélioré et validé sur différentes séquences d'empilement pour assurer la robustesse du modèle. Des essais de flexion trois points spécifiques sont réalisés pour apporter une meilleure compréhension de la formation de l'indentation permanente. Un nouveau modèle d'indentation permanente est alors proposé et appliqué dans le modèle d'impact. Enfin, un modèle de CAI est construit pour prédire la résistance résiduelle. Les trois étapes : impact, indentation et CAI sont combinées au sein d’un unique modèle. / Impacts on composite structures can greatly reduce their residual strength without leaving a visible mark on the outer surface. In aeronautics, a minimum detection threshold of the impact damage is defined, based on the permanent indentation left after impact. Below this threshold, the structure must withstand a defined load: it is the notion of impact damage tolerance. The numerical design of a composite structure taking into account aspects such as detectability and damage tolerance thus requires to know how to represent impact, permanent indentation and residual strength under compression.This work focuses on the numerical modeling of composite laminates made of unidirectional plies. The objective is to develop a predictive model of post-impact residual strength. An experimental study was conducted to investigate the damage scenario during impact and compression after impact (CAI), and provide experimental data to validate the simulations.A finite element modeling with a Discrete Ply Model (DPM) approach is performed based on previous work done at the laboratory. The impact model is improved and validated on different stacking sequences to ensure the robustness of the model. Specific three-point bending tests are performed to have a better understanding of the formation of permanent indentation. A new model of permanent indentation is then proposed and applied in the impact model. Finally, a model is built to predict CAI residual strength. The three steps: impact, indentation and CAI are combined into a single model.

Les industriels du secteur aéronautique sont, de plus en plus, à la recherche de procédés de fabrication à forte valeur ajoutée sans modifier les paramètres d’infusabilité de la résine lorsque l’on change de tissu. Nous avons donc mis en œuvre le procédé d’infusion de résine liquide sur des composites carbone/époxyde de forte épaisseur (e>4 mm) en modifiant les cycles de polymérisation, les matériaux utilisés et les séquences d’empilement. Tous les tissus sont en carbone et la résine utilisée est la résine commerciale RTM6. Les structures aéronautiques sont sollicitées, en service, de différentes façons. Elles peuvent être accidentellement impactées par des engins de maintenance, des outils, de la grêle ou toute autre forme d’impact. Le problème pour les industriels est de pouvoir détecter l’endommagement créé et de comprendre les mécanismes mis en jeu lors de l’impact mais aussi leur évolution pendant un cyclage en fatigue. Nos travaux se sont donc inscrits dans cet objectif et différentes méthodes ont été mises en œuvre : détection de défauts d’impact et suivi en temps réel par thermographie infrarouge, détection de l’indentation résiduelle par numérisation par projection de franges. Parallèlement, le phénomène d’impact a aussi été traité par une étude statistique par plan d’expérience et une modélisation avancée a été créée avec l’utilisation de surfaces cohésives. / Aeronautical manufacturers are looking for the best manufacturing process giving high benefits. Moreover, it has to be implemented easily with change of woven fabrics. So, we realize thick carbon/epoxy composites (t>4 mm) by modifying cure cycles, woven fabrics and lay-up sequences. Concerning the constituent materials of the composites, woven fabrics are carbon made and the resin is the commercial product named RTM6. Aeronautical structures can be unfortunately stressed, in service, with different solicitations: holding, engine impact, falling objects impacts or other way. The main problem for industrials is to be able to detect the created damage, to understand the phenomena dealing with it and the damage evolution during fatigue cycles. By following this direction, different methods are developed: impact damage defects detection and evolution monitored with infrared thermography, impact residual depth measurement by fringes projection digitalization. At the same time, a statistical study made by design of experiments is completed. A numerical impact modeling is also developed by using cohesive surfaces.

En raison de la gravité des accidents liés au phénomène de fatigue-propagation de fissure, les préoccupations de l'industrie aéronautique à assurer l'intégrité des structures soumises à ce mode de sollicitation revêtent un caractère tout à fait essentiel. Les travaux de thèse présentés dans ce mémoire visent à appréhender le problème de sûreté des structures aéronautiques dimensionnées en tolérance aux dommages sous l'angle probabiliste. La formulation et l'application d'une approche fiabiliste menant à des processus de conception et de maintenance fiables des structures aéronautiques en contexte industriel nécessitent cependant de lever un nombre important de verrous scientifiques. Les efforts ont été concentrés au niveau de trois domaines dans ce travail. Une méthodologie a tout d'abord été développée afin de capturer et de retranscrire fidèlement l'aléa du chargement de fatigue à partir de séquences de chargement observées sur des structures en service et monitorées, ce qui constitue une réelle avancée scientifique. Un deuxième axe de recherche a porté sur la sélection d'un modèle mécanique apte à prédire l'évolution de fissure sous chargement d'amplitude variable à coût de calcul modéré. Les travaux se sont ainsi appuyés sur le modèle PREFFAS pour lequel des évolutions ont également été proposées afin de lever l'hypothèse restrictive de périodicité de chargement. Enfin, les analyses probabilistes, produits du couplage entre le modèle mécanique et les modélisations stochastiques préalablement établies, ont entre autre permis de conclure que le chargement est un paramètre qui influe notablement sur la dispersion du phénomène de propagation de fissure. Le dernier objectif de ces travaux a ainsi porté sur la formulation et la résolution du problème de fiabilité en tolérance aux dommages à partir des modèles stochastiques retenus pour le chargement, constituant un réel enjeu scientifique. Une méthode de résolution spécifique du problème de fiabilité a été mise en place afin de répondre aux objectifs fixés et appliquée à des structures jugées représentatives de problèmes réels.

En raison de la gravité des accidents liés au phénomène de fatigue-propagation de fissure, les préoccupations de l’industrie aéronautique à assurer l’intégrité des structures soumises à ce mode de sollicitation revêtent un caractère tout à fait essentiel. Les travaux de thèse présentés dans ce mémoire visent à appréhender le problème de sûreté des structures aéronautiques dimensionnées en tolérance aux dommages sous l’angle probabiliste. La formulation et l’application d’une approche fiabiliste menant à des processus de conception et de maintenance fiables des structures aéronautiques en contexte industriel nécessitent cependant de lever un nombre important de verrous scientifiques. Les efforts ont été concentrés au niveau de trois domaines dans ce travail. Une méthodologie a tout d’abord été développée afin de capturer et de retranscrire fidèlement l’aléa du chargement de fatigue à partir de séquences de chargement observées sur des structures en service et monitorées, ce qui constitue une réelle avancée scientifique. Un deuxième axe de recherche a porté sur la sélection d’un modèle mécanique apte à prédire l’évolution de fissure sous chargement d’amplitude variable à coût de calcul modéré. Les travaux se sont ainsi appuyés sur le modèle PREFFAS pour lequel des évolutions ont également été proposées afin de lever l’hypothèse restrictive de périodicité de chargement. Enfin, les analyses probabilistes, produits du couplage entre le modèle mécanique et les modélisations stochastiques préalablement établies, ont entre autre permis de conclure que le chargement est un paramètre qui influe notablement sur la dispersion du phénomène de propagation de fissure. Le dernier objectif de ces travaux a ainsi porté sur la formulation et la résolution du problème de fiabilité en tolérance aux dommages à partir des modèles stochastiques retenus pour le chargement, constituant un réel enjeu scientifique. Une méthode de résolution spécifique du problème de fiabilité a été mise en place afin de répondre aux objectifs fixés et appliquée à des structures jugées représentatives de problèmes réels. / Ensuring the integrity of structural components subjected to fatigue loads remains an increasing concern in the aerospace industry due to the detrimental accidents that might result from fatigue and fracture processes. The research works presented here aim at addressing the question of aircraft safety in the framework of probabilistic fracture mechanics. It should be noticed that a large number of scientific challenges requires to be solved before performing comprehensive probabilistic analyses and assessing the mechanical reliability of components or structures in an industrial context. The contributions made during the PhD are reported here. Efforts are provided on each step of the global probabilistic methodology. The modeling of random fatigue load sequences based on real measured loads, which represents a key and original step in stochastic damage tolerance, is first addressed. The second task consists in choosing a model able to predict the crack growth under variable amplitude loads, i.e. which accounts for load interactions and retardation/acceleration effects, at a moderate computational cost. The PREFFAS crack closure model is selected for this purpose. Modifications are brought in order to circumvent the restrictive assumption of stationary load sequences. Finally, probabilistic analyses resulting from the coupling between the PREFFAS model and the stochastic modeling are carried out. The following conclusion can especially be drawn. Scatter in fatigue loads considerably affects the dispersion of the crack growth phenomenon. Then, it must be taken into account in reliability analyses. The last part of this work focuses on phrasing and solving the reliability problem in damage tolerance according to the selected stochastic loading models, which is a scientific challenge. A dedicated method is established to meet the required objectives and applied to structures representative of real problems.