Mécanique de la rupture : Application à la conception des structures aéronautiques

2.1 - Théorie de Griffith (paramètre G )
2.2 - Application à un cas simple

Figure 3 - Éprouvette d’essai

3 - Mécanique élastique linéaire de la rupture

3.1 - Théorie d’Irwin (paramètre K )
3.2 - Facteur d’intensité des contraintes

Tableau 1 Tableau 2
3.3 - Exemples d’application
3.4 - Relations entre G et K

Tableau 3 Tableau 4 Tableau 5
3.5 - Méthodes de calcul du facteur K

4 - Mécanique élasto-plastique de la rupture

4.1 - Position du problème
4.2 - Étendue de la zone plastique

Figure 6 - Courbe
4.3 - Profil équivalent d’Irwin
4.4 - Modèle de Dugdale-Barenblatt
4.5 - Notion du COD
4.6 - Intégrale de Rice

5 - Propagation brutale des fissures

5.1 - Critère d’énergie G c et critère de contrainte K c
5.2 - Ténacité du matériau
5.3 - Cas des contraintes planes (courbes R )

Figure 11 - Courbe R

6 - Propagation lente des fissures

6.1 - Lois de Paris et de Forman
6.2 - Facteurs d’influence

7 - Application à la conception des structures aéronautiques

7.1 - Aspects réglementaires
7.2 - Méthodes de tolérance aux dommages
7.3 - Exemples d’application

Figure 13 - Panneau autoraidi

Bibliographie & annexes

Présentation

Auteur(s)

Jean-Luc ENGERAND : Ingénieur de l’École Polytechnique et de l’École Nationale Supérieure de l’Aéronautique et de l’Espace - Chef du Département Technique à la société Messier-Bugatti

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INTRODUCTION

La mécanique de la rupture (Fractures Mechanics) est une étude qui met en jeu les paramètres habituels de la mécanique à partir d’une discontinuité existante : fissureou défaut. Elle permet dans certains cas de prévoir, en fonction des dimensions d’une fissure et de l’état de chargement, la vitesse de propagation de la fissure et la dimension à partir de laquelle cette fissure peut entraîner une rupture brutale.

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DOI (Digital Object Identifier)

https://doi.org/10.51257/a-v1-b5060

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7. Application à la conception des structures aéronautiques

7.1 Aspects réglementaires

Les réglementations relatives à la justification des structures des aéronefs, civils ou militaires, ont évolué par étapes successives depuis deux décennies, parfois pour prendre en compte les enseignements tirés d’incidents en service.

C’est ainsi, notamment, qu’à partir de 1974 (aux États-Unis) et 1980 (en Europe), des exigences de toléranceaux dommages ont successivement remplacé des exigences safe-life ou fail-safe . Extraites des principales normes aéronautiques de l’aviation civile, à savoir les normes FAR 25 (Federal Aviation Regulation) aux États-Unis et JAR 25 (Joint Airworthiness Requirements) en Europe, les définitions de ces trois concepts sont les suivantes :

safe-life : la structure doit être exempte de fissures détectables pendant toute sa durée d’utilisation ;
fail-safe : après toute rupture complète d’un élément simple ou toute rupture partielle évidente, la structure doit être capable de tenir un niveau de charge résiduelle imposé (dite charge limite ) ;
tolérance aux dommages : dans toute zone vitale, tout dommage (de fatigue, accidentel ou de maintenance) doit être sûrement détecté avant qu’il n’atteigne une taille critique au-delà de laquelle la structure ne tient plus les charges limites résiduelles.

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7.2 Méthodes de tolérance aux dommages

La justification en tolérance aux dommages d’une structure d’avion (élément de voilure, fuselage, dérive, attache-moteur, etc.) impose donc de supposer l’existence de défauts. Elle comprend les étapes suivantes :

détermination des éléments significatifs a priori critiques ;
détermination des charges et de la répartition des contraintes ;
détermination des vitesses d’endommagement (de la longueur initiale de la fissure L ₀ à la longueur critique L_c ) ;
détermination des longueurs de dommages sûrement détectables L _D ;
détermination des longueurs critiques de dommages sous...

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