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Article de référence | Réf : TRP4042 v1
ARTICLE INTERACTIF
Auteur(s) : Christophe BOUVET
Date de publication : 10 févr. 2016
Relu et validé le 01 oct. 2020
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Les composites étant très sensibles aux impacts, la tolérance aux dommages d’impact est un cas très dimensionnant pour les structures composites aéronautiques. La complexité de ce cas de design vient du fait qu’il faut considérer en même temps le dommage d’impact, ou plus exactement la chute de la tenue résiduelle due à cet impact, et la détectabilité de cet impact, ou plus exactement l’indentation permanente laissée par cet impact.
Ainsi, afin de justifier une structure composite à la tolérance aux dommages d’impact, la démarche consistera à commencer par déterminer les courbes de la tenue résiduelle et de l’indentation permanente en fonction de l’énergie d’impact, puis connaissant les charges limites (CL) et les charges extrêmes (CE), à montrer que les conditions de la tolérance aux dommages d’impact sont remplies. Il s’agira alors de montrer en particulier que pour un dommage indétectable, la structure tient les CE, et que pour un dommage détectable, la structure tient des charges comprises entre les CL et les CE. Cette démarche est bien résumée par la figure 27 montrant les charges requises, en fonction de la détectabilité du dommage et de l’énergie d’impact.
Le plus compliqué dans cette démarche est évidemment de déterminer la tenue résiduelle et l’indentation permanente en fonction de l’énergie d’impact, car cela nécessite un grand nombre d’essais expérimentaux, et peut donc se révéler long et coûteux.
Une autre solution consiste évidemment à déterminer ces données à l’aide d’un modèle numérique. On peut alors distinguer deux démarches :
soit le modèle numérique permet directement de déterminer la tenue résiduelle et l’indentation permanente indépendamment de la géométrie exacte de la structure, mais il restera alors limité aux types d’impact et aux types structures avec lesquels il a été identifié. Ce type de démarche est la principale démarche utilisée à l’heure actuelle dans l’industrie aéronautique ;
soit le modèle numérique permet de simuler complètement...
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(1) - GAY (D.) - Matériaux composites. - Hermes/Lavoisier (2005).
(2) - FAWCETT (A.J.), OAKES (G.D.) - Boeing composite airframe damage tolerance and service experience. - Boeing Commercial Airplanes (2006).
(3) - * - Joint Airworthiness Requirements 25 (JAR25), part 1 requirements, part 2 acceptable means of compliance and interpretations, for composite structures : JAR25 § 25.603 and ACJ 25.603.
(4) - Damage tolerance and fatigue evaluation of structure. - Federal Aviation Administration 25 (FAR25), Advisory Circular 25.571 (2011).
(5) - ALIF (N.), CARLSSON - Failure mechanisms of woven carbon and glass composites. - Composite materials, Fatigue and Fracture (6th volume), ASTM STP 1285, p. 471-493 (1997).
(6) - BIZEUL (M.) - Contribution à l’étude de la...
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