Etude du comportement mécanique des matériaux composites destinés à l'aéronautique

Faculté des Sciences, Université M'hamed Bougara de Boumerdès

Mémoire

Pour obtenir le diplôme de :

MASTER EN PHYSIQUE

Spécialité : PHYSIQUE DES MATERIAUX Présenté par :

Asma BESSAAD

Intitulé :

Etude du comportement mécanique des

matériaux composites destinés à l'aéronautique

Soutenu le 29/09/2022, devant le jury composé de :

MAZOUZ H.M Ahmed (MCA UMBB) Président

SERSOUR Zakia (MAA UMBB) Examinatrice

ARIBI Chouaib (MCA UMBB) Encadrant

TOUBANE Mahdia (MCA UMBB) Co-Encadrante

Département de Physique, Faculté des Sciences, Université de Boumerdès, Avenue de l'indépendance 35000 Boumerdès Tel : [phone] / Fax : [phone]

Remerciement

Nous remercions tout d'abord, le bon Dieu de nous avoir donné la santé, la
volonté, le courage et la foi pour pouvoir atteindre nos objectifs et surmonter les
moments difficiles pour réaliser ce mémoire.

Je remercie ma chère Mme TOUBANE ma Co-encadrante en premier pour son
encouragement, sa disponibilité et ses qualités d'enseignement exceptionnelles, depuis que
j'étais en licence, t'es une enseignante exemplaire et que j'aime trop, merci pour tout.
J'exprime ma gratitude et ma reconnaissance à mon promoteur Mr ARIBI Chouaib pour sa
patience et son soutien qu'il m'avais donné pour réaliser ce mémoire.
Je tiens a remercié également monsieur le président de jury Mr MAZOUZ Ahmed Hadj
Moulay et l'examinatrice Mme SERSOUR Zakia d'avoir acceptés d'examiner ce travail.
Je remercier mes chers enseignants de département de physique spécialement Mme
LAMRANI, Mme BOUKHERROUB et Mr MAZOUZ encore une fois, Vous êtes les
meilleurs à nous. Sans oublier tous mes enseignants au département.
Aussi je désire à adresser mes sincère remerciements au doyen de la faculté des sciences Mr
RIBA Omar pour ses sages décisions et ses bonnes qualités personnelles et professionnelles.
Merci aussi à mon oncle Mr BASAID Djamel pour le guide qui m'avais donné pour choisir
cette spécialité merveilleuse et ce thème.
Dernièrement je remercie toutes les équipes qui m'ont aidé dans la compagnie Air Algérie,
CNERIB, CRTI et l'unité de recherche UR-MPE.
J'adresse aussi mes remerciements à tous les personnages qui m'ont aidées : Dr Zara, Dr
Nour.

Asma BESSAAD

II

Dédicace

Je dédie ce modeste travail tout d'abord à ma chère mère Djamila et mon père Ahmed
pour leur tendresse et leur énorme soutien tout au long de mon cursus d'étude,

Et à mes chères soeurs (Hassina, Hanane et Imane) et mes frères (Mohamed, Yacine,
Karim, Nassim et Islam sans oublier leurs femmes) et à toute la famille.

Aux enfants de ma famille que j'aime le plus : Marwa, Samy, Ritadj, Siradj, Saraa,
Israa, Malak, Ahmed et Safa.

Je le dédie également à mes chères amies Anissa, Meriem, Amel, Feriel et tous mes
collègues de toutes mes 17 années d'études ...

Aux membres de mon club scientifique (BIOBEST) avec lequel j'ai passé mes plus
beaux moments et mes plus belles expériences à l'université.

Que ce travail soit l'accomplissement de vos voeux tant allégués, et le fruit de votre
soutien infaillible.

III

Table des matières

Remerciement i

Dédicace ii

Table des matières iii

Liste des figures vii

Liste des tableaux x

Liste des abréviations xi

Résumé . xii

Introduction Générale 1

CHAPITRE I Matériaux composites pour l'aéronautique

I.1. Introduction 4

I.2. Classification des matériaux 4

I.3. Propriétés mécaniques 5

I.3.1. Les essais mécaniques 6

a) Compression 6

b) Flexion 6

c) Traction 6

d) Fatigue 7

I.3.2. Le contrôle non destructif (CND) 7

I.4. Les matériaux composites 8

I.4.1. Définition 8

I.4.2. Les deux types de composites 8

I.4.2.1. Les composites GD 8

I.4.2.2. Composites HP 8

I.4.3. Classification des matériaux composites 9

I.4.3.1. Suivant la forme des renforts 9

I.4.3.2. Suivant la nature des matrices 9

I.4.4. Interface renfort / matrice 10

I.4.5. Les différentes structures des matériaux composites 11

1. Les monocouches 11

2. Les stratifiés 11

3. Les composites sandwiches 12

I.5. Aspect physico-mécanique des structures composites 12

I.5.1. Densité 12

I.5.2. Fractions volumiques et massiques 13

iv

I.5.2.1. Fraction massique 13

I.5.2.2. Fraction volumique 13

I.5.3. L'isotropie des matériaux composites 14

I.6. La fabrication des matériaux composites 14

I.6.1. Moulage au contact 15

I.6.2. Moulage sous vide 15

I.6.3. Moulage par compression 16

I.7. Intégration des matériaux composites dans l'aéronautique 16

I.7.1. Les avantages des matériaux composites pour utilisation aéronautique 18

I.7.2. Les inconvénients des matériaux composites destinés à l'aéronautique 18

I.8. Les exigences des matériaux composites stratifiés en aéronautique 18

I.9. Conclusion 19

Références de chapitre I 20

CHAPITRE II Procédés d'élaboration et caractérisation des matériaux composites

II.1. Introduction 22

II.2. Matériaux d'étude 22

II.2.1. Le matériel utilisé 22

II.2.2. Les renforts 23

II.2.2.1. Caractéristiques des fibres de carbone et de verre 24

II.2.2.1.a. Fibre de verre 24

II.2.2.1.b. Fibre de carbone 25

II.2.2.2. Préparations des renforts 27

II.2.3. La matrice 27

II.2.3.1. Caractéristiques de la résine 28

II.2.3.2. Préparation de la matrice 28

II.2.4. Tissu d'arrachage 30

II.2.5. Feutre de drainage 30

II.3. Procédure de fabrication 30

II.3.1. L'étape de mise sous vide : 32

II.4. Représentation des pièces pour les essais mécaniques 34

II.4.1. Eprouvettes de traction de la matrice résineuse 34

II.4.2. Eprouvettes de traction des stratifiés composites 34

II.4.3. Eprouvette de l'essai de flexion 35

II.5. Les machines utilisées pour les essais mécaniques 35

II.6. Caractérisation des stratifiés composites élaborés 35

V

II.6.1. Caractérisation physique 35

III.6.1.1. Analyse thermique (ATD, ATG) 35

II.6.1.2. Détermination de la masse volumique 36

II.6.1.3. Taux massique et volumique du renfort 37

II.6.1.4. Contrôle non destructive par ultrasons 37

II.7. Conclusion 39

Références chapitre II 40

CHAPITRE III Résultats et discussion

III.1. Introduction 41

III.2. Caractérisation de la matrice 41

III.2.1. Caractérisation physique 41

III.2.1.1. Analyse thermique (ATD, ATG) 41

III.2.2. Caractérisation mécanique 42

III.2.2.1. Essai de traction 42

III.3. Caractérisation du matériau composite stratifié 43

III.3.1. Caractérisation physique 43

III.3.1.1. Mesure de densité 43

III.3.1.2. Mesure de taux des fibres 44

III.3.2. Caractérisation mécanique du stratifié 44

III.3.2.1. Essai de traction 44

III.3.2.2. Essai de flexion (trois points) 47

III.3.2.3. Essai de fatigue 48

III.3.2.3.1. Fatigue d'éprouvette en composite à fibre de verre 49

III.3.2.3.1. Fatigue d'éprouvette en composite à fibre de carbone 50

III.3.3. Caractérisation par ultrasons 51

III.4. Validation des résultats expérimentaux par simulation 53

III.4.1. Définition 53

III.4.2. Organisation de l'interface ABAQUS/CAE 54

III.4.2.1. Modules 54

1. Module " PART " 54

2. Module "PROPERTY " 55

3. Module "ASSEMBLY " 55

4. Module "STEP " 56

5. Module " INTERACTION " 57

6. Module "LOAD " 57

7.

vi

Module "MESH " 58

8. Module "JOB " 59

9. Module " VISUALIZATION " 59

10. Module "SKETCH " 60

III.4.3. Modélisation numérique (MFE) 60

III.4.4. Comparaison entre les résultats expérimentaux et numériques. 62

III.5. Conclusion 62

Références Chapitre III 64

CONCLUSION GENERALE ET PERSPECTIFS

Conclusion générale 65

Perspectifs 66

ANNEXE

1. FIBRES DE VERRE I

2. FIBRES DE CARBONE II

3. LES UNITES UTILISES EN ABAQUS IV

4. MESURE DES PARAMETRES ELASTIQUE PAR ULTRASON IV

Références annexe. VI

VII

Liste des figures

FIGURE I.1 : FAMILLES DES MATERIAUX DE GRANDES CLASSES 4

FIGURE I.2 : DIAGRAMME DE LA CONTRAINTE EN FONCTION DE LA

DEFORMATION 5

FIGURE I.3 : SOLLICITATION EN COMPRESSION 6

FIGURE I.4 : SOLLICITATION EN FLEXION 6

FIGURE I.5 : SOLLICITATION EN TRACTION 6

FIGURE I.6 : LES CONSTITUTIFS D'UN MATERIAU COMPOSITE 8

FIGURE I.7 : LES DIFFERENTS RENFORTS POUR LE MATERIAU COMPOSITE 9

FIGURE I.8 : DIFFERENTES BASES POUR CLASSIFICATION DES COMPOSITES .. 10

FIGURE I.9 : L'INTERPHASE ENTRE LA MATRICE ET LE RENFORT 11

FIGURE I.10 : MONOCOUCHES CONSTITUANT LE STRATIFIE. 12

FIGURE I.11 : SCHEMA D'UN COMPOSITE SANDWICH 12

FIGURE I.12 : SCHEMA DE MOULAGE AU CONTACT. 15

FIGURE I.13 : MOULAGE SOUS VIDE 15

FIGURE I.14 : MOULAGE PAR COMPRESSION 16

FIGURE I.15 : TAUX DES MATERIAUX COMPOSITES DANS LA STRUCTURE DE

BOING787 17
FIGURE I.16 : EVOLUTION D'INTEGRATION DES MATERIAU COMPOSITE DANS

AERONEFS 17

FIGURE I.17 : STRATIFIE A PLIS DE CONSTRUCTION [0/90/0/0/90/0°] 19

FIGURE II.1 : OUTILS POUR FABRICATION DES PLAQUES COMPOSITES (AIR

ALGERIE) 23
FIGURE II.2 : ROULEAUX DE FIBRES DE CARBONE ET DE VERRE

BIDIRECTIONNEL 24

FIGURE II.3 : DESSIN D'ARMURE TAFFETAS (0/90°) ^[1] 24

FIGURE II.4 : STRUCTURE CRISTALLINE DU GRAPHITE. 26

FIGURE II.5 : PREPARATION DES RENFORTS (ETAPE DE DECOUPAGE) 27

FIGURE II.6 : TISSUS DES FIBRES DE CARBONE ET DE VERRE (TAFFETAS) 27

FIGURE II.7 : A. RESINE EPOCAST 50-A1. B. DURCISSEUR (HARDENER 946) 28

FIGURE II.8 : ETAPES DE PREPARATION DE LA MATRICE EPOCAST 50-A1 29

VIII

FIGURE II.9 : TISSU D'ARRACHAGE 30

FIGURE II.10 : FEUTRE DE DRAINAGE 30

FIGURE II.11 : IMPREGNATION DE RESINE SUR LES 1ERES COUCHES DE FIBRES

31

FIGURE II.12 : IMPREGNATION DE RESINE DE 8 COUCHES SUCCESSIVES 31

FIGURE II.13 : DEPOT DU TISSU D'ARRACHAGE 31

FIGURE II.14 : DEPOT DE TISSU DE DRAINAGE 32

FIGURE II.15 : DEPOT DE FILM PLASTIQUE POUR FERMETURE DU SYSTEME 32

FIGURE II.16 : SYSTEME D'ELABORATION DES PLAQUES COMPOSITES SOUS

VIDE 33
FIGURE II.17 : PLAQUE COMPOSITE , A. FIBRE DE VERRE , B. FIBRE DE

CARBONE 33

FIGURE II.18 : DECOUPAGE SELON LES NORMES 34

FIGURE II.19 : EPROUVETTES SOUS FORME HALTERE 34

FIGURE II.20 : DIMENSIONS DES EPROUVETTES DE TRACTION. 34

FIGURE II.21 : DIMENSIONS DES EPROUVETTES DE FLEXION 35

FIGURE II.22 : A. MACHINES DE TRACTION ET B. MACHINE DE FLEXION 3

POINTS 35

FIGURE II.23 : APPAREIL DE DSC 36

FIGURE II.24 : BANC DE PESAGE. 36

FIGURE II.25 : FOUR ELECTRIQUE. 37

FIGURE II.26 : BANC DE CONTROLE PAR IMMERSION 39

FIGURE II.27 : OSCILLOSCOPE ET GENERATEUR 39

FIGURE III.1 : DIAGRAMME DE L'ATD ET L'ATG DE LA RESINE EPOCAST 41

FIGURE III.2 : RUPTURE EN TRACTION DE RESINE 42

FIGURE III.3 : COURBE D'ESSAI DE TRACTION DE RESINE 42

FIGURE III.4 : DISPOSITIF D'ESSAI DE TRACTION 45

FIGURE III.5 : COURBES DE TRACTION DES EPROUVETTES CARBONE-

VERRE/EPOXY. 45
FIGURE III.6 : COURBES DE FLEXION DES D'EPROUVETTES CARBONE-

VERRE/EPOXY. 47

ix

FIGURE III.7 : COURBE DE FATIGUE D'EPROUVETTE EN COMPOSITE A FIBRE

DE VERRE 49
FIGURE III.8 : COMPORTEMENT EN TRACTION AVANT ET APRES FATIGUE-

VERRE 49
FIGURE III.9 : COURBE DE FATIGUE D'EPROUVETTE EN COMPOSITE A FIBRE

DE CARBONE 50
FIGURE III.10 : COMPORTEMENT EN TRACTION AVANT ET APRES FATIGUE-

CARBONE 50
FIGURE III.11 : SIGNAUX LONGITUDINALES - A. COMPOSITE A FIBRE DE

CARBONE B. COMPOSITE A FIBRES DE VERRE 51
FIGURE III.12 : SIGNAUX TRANSVERSALES - A. COMPOSITE A FIBRE DE

CARBONE B. COMPOSITE A FIBRES DE VERRE 52

FIGURE III.13 : COMPOSANTS DE L'INTERFACE DU LOGICIEL ABAQUS 54

FIGURE III.14 : MODULE DE CREATION DE LA GEOMETRIE 55

FIGURE III.15 : MODULE D'INTRODUCTION DES PARAMETRES DE MATERIAUX

55

FIGURE III.16 : MODULE D'ASSEMBLAGE GEOMETRIQUE 56

FIGURE III.17 : PHASE DE CREATION DES SOLLICITATIONS 56

FIGURE III.18 : MODULE D'INTERACTION 57

FIGURE III.19 : PHASE DES CONDITIONS LIMITE ET CHARGEMENT 58

FIGURE III.20 : PHASE DE MAILLAGE 58

FIGURE III.21 : PHASE DE LANCEMENT DE SIMULATION 59

FIGURE III.22 : PHASE CONSULTATION DES RESULTATS 59

FIGURE III.23 : MODULE DE CREATION BIDIMENSIONNELLE 60

FIGURE III.24 : DIMENSIONS DU MODELE NUMERIQUE. 61

FIGURE III.25 : MODÈLE ÉLÉMENTS FINIS 61

FIGURE III.26 : COMPARAISON ENTRE LES RESULTATS EXPERIMENTALE ET

NUMERIQUE 62

X

Liste des tableaux

TABLEAU II.1 : DIFFERENTS TYPES DE FIBRES DE VERRE FILABLES 25

TABLEAU II.2 : CARACTERISTIQUES DU TISSU DE CARBONE ET DE VERRE 26

TABLEAU II.3 : CARACTERISTIQUES DES EPOCAST 50-A1/946 28

TABLEAU II.4 : CARACTERISTIQUES DU FEUTRE DE DRAINAGE 30

TABLEAU III.1 : PROPRIETES MECANIQUES DE LA MATRICE EPOCAST. 43

TABLEAU III.2 : RESULTATS DES MASSES VOLUMIQUES OBTENUS 44

TABLEAU III.3 : TAUX MASSIQUE DE RENFORT PAR ESSAI DE CALCINATION 44

TABLEAU III.4 : L PROPRIETES DE TRACTION DES STRATIFIES COMPOSITES 46

TABLEAU III.5 : PROPRIETES DE FLEXION DES COMPOSITES. 48

TABLEAU III.6 : PARAMETRES ELASTIQUES DETERMINES PAR ULTRASON 53

TABLEAU III.7 : PARAMÈTRES GÉOMÉTRIQUES ET MÉCANIQUES UTILISÉS 61

Liste des abréviations

CRTI : Centre de Recherche en Technologies Industrielles

CNERIB : Centre National d'Etudes et de Recherches Intégrées du Bâtiment

UR-MPE : Unité de Recherche Matériaux, Procédés et Environnement

ASTM : American Society for Testing and Materials

ATD : Analyse Thermique Différentielle

ATG : Analyse Thermo-Gravimétrique

E : Module de Young.

Ep : Matrice Epocast

G : Module de cisaillement.

GPa : Giga Pascal

P : Pression

S : Surface

T : Température

Tg : Température de transition vitreuse

UD : Uni-Directionnelle

ó : Contrainte.

p : Masse volumique.

i : Tenseur de déformation.

y : Coefficient de poisson.

xi

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Résumé

L'objectif de ce travail est consacré à étudier les stratifiés composites à base de fibre de carbone, fibre de verre et résine époxy de type Epocast 50-A, utilisés dans le domaine aéronautique. Les éprouvettes sont préparés selon les modalités des normes en vigueurs pour réaliser les essais mécaniques statiques et les essais de fatigue.

Les résultats trouvés montrent la haute performance des composites à base de fibre de carbone en termes de résistance à la fatigue, ce qui explique leurs utilisations dans la partie hautement sollicitée dans l'avion.

Des tests de simulation par logiciel Abaqus ont clarifiés la possibilité de prévision de comportement de ces composites dans leur domaine élastiques à travers de leurs propres paramètres.

Mot clés : Epoxy, fibre de verre, fibre de carbone, Ultrasons, Abaqus.

Abstract

The objective of this work is devoted to studying composite laminates based on carbon fibers, fiberglass and epoxy resin of the Epocast 50-A type, used in the aeronautical field.

The specimens are prepared according to the methods of the standards in force to carry out the static tests and the fatigue tests.

The results found show the high performance of carbon fiber composites in terms of fatigue resistance, which explains their use in highly stressed parts in the aircraft.

Simulation tests by Abaqus software clarified the possibility of behavior prediction of these composites in its elastic domain through its own parameters.

Keywords : Epoxy, fiberglass, carbon fibers, Ultrasound, Abaqus.

xii

INTRODUCTION GENERALE

Introduction Générale

La physique des matériaux repose sur l'étude de comportement des matériaux et leurs propriétés à différentes échelles notamment les propriétés électriques, physiques, optiques, magnétiques, chimiques, thermiques et mécaniques. Cela peut dépendre de variables externes (T, P).

Le domaine industriel de l'aéronautique exige des matériaux avec des propriétés de haute performance mécanique, bien conçus et sévèrement contrôlés, pour cela les concepteurs façonnent des matériaux composites à base de fibres continus, en les développant chaque année dans diverses réalisations de haute technologie.^[1]

Dès le début des années 1960, les matériaux composites (fibres/matrice) sont apparus dans le domaine aérospatial, comme dans de nombreux autres domaines, pour remplacer les alliages métalliques en raison de leur légèreté et leur résistance spécifique élevée (résistance dépendant de la densité, d'une meilleure résistance à la corrosion et la résistance à la fatigue)^[2] . Aussi les matériaux du transport aérien doivent respecter différents critères d'élasticité, réduisant ainsi les coûts de production. Les composites à matrice polymère (ou PMC) ont d'abord été introduits dans les structures aéronautiques. D'abord avec des composites renforcés en fibres de verre puis avec des composites renforcés en fibres de carbone à partir du début des années 1970.^[3]

Dans ce travail, nous nous sommes en premier lieu concentrés sur l'élaboration de deux types de matériaux composites (carbone/époxy) et (verre/époxy), par la méthode de moulage sous vide. Par la suite, étudier les propriétés physiques et mécaniques des éprouvettes à travers des essais mécaniques : traction, flexion et fatigue. Ensuite faire une étude de contrôle de nos échantillons par la méthode non destructive d'ultrasons. Nous terminons notre travail par une étude du comportement mécanique par traction de composite à l'aide d'un logiciel de simulation Abaqus pour une validation des résultats expérimentaux.

Ce mémoire s'articule en trois chapitres. Dans le 1^er chapitre nous donnerons en premier quelques notions fondamentales sur les matériaux et leurs propriétés mécaniques, et deuxièmement, étudier l'aspect physico mécanique de composite spécifiquement, avec une description des techniques les plus importantes de fabrication des matériaux composites, et leurs intégrations et exigences en aéronautique dernièrement.

Le 2^ème chapitre inclut l'étape d'élaboration des échantillons et les différents tests réalisés pour la caractérisation, durant un stage pratique au sein de la base de maintenance

1 | P age

d'Air Algérie (Atelier plastiques et composites), ainsi pour les procédés de caractérisations par les essais mécaniques qui sont réalisés au Centre National d'Etudes et de Recherches Intégrées du Bâtiment à Souidania (CNERIB) et au sein d'unité de recherche (URMPE) à l'université de Boumerdès pour les tests physiques. Ensuite nous étudierons l'inspection de nos composites par la méthode CND des ondes ultrasons au centre de recherche à Cheraga (CRTI).

Dans le 3^ème chapitre nous discuterons les résultats obtenus dans l'étude expérimentale ainsi que la simulation pour ensuite faire une comparaison de comportement mécanique de nos deux composites verre/époxy et carbone/époxy.

Nous terminons ce manuscrit par une conclusion générale et des perspectives et d'une annexe sur la fabrication des tissus de verre et de carbone avec les références bibliographiques utilisées.

2 | P age

Références d'introduction générale

1. Berthelot, J.-M., Matériaux composites. Comportement mécanique et analyse des structures, 1999. 4.

2. Chapuis, D., V. Aerts, and R. Bonneville, Chapitre 4: Les nouveaux matériaux composites pour l'aéronautique par Vincent Aerts, in Chimie, aéronautique et espace. 2021, EDP Sciences. p. 75-84.

3. Cinquin, J., Les composites en aérospatiale. 2002: Ed. Techniques Ingénieur.

3 | P a g e

CHAPITRE I

I.1. CHAPITRE I Matériaux composites pour l'aéronautique

4 | P a g e

Introduction

Les cinquante dernières années ont vu une avancée significative dans le développement de matériau composite renforcé de fibres artificielles pour applications structurelles, notamment des fibres continues de verre ou de carbone à des fractions volumiques de fibres élevées^[1]. Spécifiquement dans le domaine d'aéronautique qu'il nécessite un matériau le plus léger possible avec les bonnes propriétés mécaniques pour la structure de fuselage d'avion, d'où l'enjeu des chercheurs est d'introduire des composites d'haute performance qui remplacent les matériaux métalliques dans la confection de la structure d'aéronef^[2].

Dans ce chapitre on a défini les matériaux composites et l'importance de leur intégration dans l'aéronautique et les exigences pour la confection de structure en fuselage, en passant par décrire les essais mécaniques statique qui nous renseigne sur leurs comportements, et les méthodes de fabrication de ces composites stratifiés.

I.2. Classification des matériaux

Dans le monde entier on trouve différents types de matériaux selon le domaine d'utilisation (industriel ou aussi dans la nature). On peut les distinguer d'après le tableau périodique des éléments (le tableau de Mendeleïev).

Le choix d'un matériau n'est pas simple, il dépend de besoins et des propriétés voulues.

Il existe quatre principales familles des matériaux classées selon la nature des liaisons entre les atomes, qui sont : les métaux (liaisons métalliques), les polymères ou les matériaux organique (liaisons covalentes + van der Waals), les céramiques ou les minéraux (ont des liaisons ioniques) et les composites qui sont une combinaison entre deux de ces trois principales familles (Figure I.1).^[3]

Figure I.1 : Familles des matériaux de grandes classes [3]

· Le dernier type qui nous intéresse dans ce qui suit de ce manuscrit.

CHAPITRE I Matériaux composites pour l'aéronautique

5 | P a g e

I.3. Propriétés mécaniques

La connaissance des propriétés mécaniques est essentielle à la conception des matériaux techniques afin de mettre ces derniers en fonction, il est nécessaire de choisir le matériau adéquat pour qu'il résiste aux contraintes mécaniques appliquées [4].

On a résumé les différentes propriétés mécaniques en quelques définitions suivantes : Ductilité : Capacité d'un matériau ou d'un composant à continuer à supporter après avoir atteint un état de dommage jusqu'à ce qu'il atteigne sa capacité de charge ultime. C'est la capacité de maintenir la déformation à une certaine capacité de charge sans se rompre. Dureté : Capacité d'un matériau à résister à une déformation plastique locale ou à résister aux rayures, aux coupures, à l'abrasion, à l'indentation ou à la pénétration.

Fragilité : La propriété selon laquelle un matériau se brise sous l'action d'une force externe (telle la traction) avec une seule petite déformation.

Malléabilité : Capacité d'aplatir et de se courber sans rompre et conserver la nouvelle forme Rigidité : La capacité d'un matériau ou d'un composant à résister à la déformation sous contrainte, ce qui est une représentation de la difficulté de la déformation élastique et également de la force requise pour provoquer un déplacement unitaire.

Résilience : Valeur caractérisant la résistance aux chocs.

Elasticité : La propriété selon laquelle un objet peut récupérer sa taille et sa forme d'origine après déformation, qui est exprimée par les constantes élastiques (E, V, G)

v Module de Young (module d'élasticité) E

Est une constante qui relie la déformation ? et la contrainte ó d'un corps élastique. Elle est mesurée par plusieurs technique d'où l'essai de traction le plus monotone) en traçant la courbe de contrainte en fonction de la déformation et mesurant la pente de la droite de la zone élastique. Avec : ó = E. ? (loi de Hooke)

Figure I.2 : Diagramme de la contrainte en fonction de la déformation

v CHAPITRE I Matériaux composites pour l'aéronautique

Coefficient de poisson V

Est une constante élastique compris généralement dans l'intervalle (0 et 0.5), et représente la valeur de contraction d'un matériau placé perpendiculairement à la direction de force appliquée.^[5]

v Module de cisaillement G

Le module d'élasticité de glissement du matériau ou module de Coulomb exprimé en pascal (Pa). Est la mesure de la nature rigide du matériau.

Dans le cas des matériaux isotropes il existe une relation qui relie le module de Young et le

coefficient de poisson et le module de cisaillement qu'elle est : E = 2G (1+ V)

I.3.1. Les essais mécaniques

Peuvent être considérées comme des mesures destructives, une contrainte est appliquée au matériau jusqu'à ce qu'il se casse ou jusqu'à ce qu'il ait suffisamment de déformation. Ces tests nous permettent de calculer les paramètres d'élasticité et spécifier les protocoles pour d'autres types de tests, tels que les tests dynamiques.^[6]

Les essais mécaniques monotones les plus classiques sont ceux de :

a) Compression

C'est le test qui permet la détermination du comportement mécanique de matériau (déformation relative au point de rupture) quand il est soumis à une contrainte de compression.

Figure I.3 : Sollicitation en compression

b) Flexion Ce test permet la mesure de module d'Young, la résistance en flexion et la force à la rupture. Sachant qu'elle est une combinaison de traction et compression, il existe la flexion dite de trois points (Figure I.4) et la flexion dite de quatre points.^[7]

Figure I.4 : Sollicitation en flexion

c) Traction

Figure I.5 : Sollicitation en traction

Ce test permet la détermination du comportement des matériaux lorsqu'ils sont soumis à une contrainte de traction. En utilisant des capteurs de forces, il nous renseigne sur la rigidité du matériau par le calcul du module de Young, la déformation et la résistance à la rupture s'affichent, en utilisant des logiciels intégrés au machines d'essais.

6 | P a g e

CHAPITRE I Matériaux composites pour l'aéronautique

7 | P a g e

d) Fatigue

Est un essai mécanique (de traction, torsion ou de flexion), le matériau est soumis à des cycles répétés d'efforts^[8], il subit des modifications de microstructure c'est-à-dire une apparition des défauts et des fissurations regroupées sous le terme général d'endommagement par fatigue. Elle se développe progressivement sous l'action de la répétition des sollicitations au cours du temps.

L'endommagement par fatigue du matériau fait référence au phénomène de rupture sous une contrainte bien inférieure à la limite de résistance ou même à la limite d'élasticité du matériau.

I.3.2. Le contrôle non destructif (CND)

Est un ensemble des méthodes qui permettent de caractériser l'état d'intégrité d'une structure ou d'un matériau, qui ne se dégradera ni en production, ni en utilisation, ni dans le cadre de la maintenance. Également connu sous le nom de test non destructif (NDT).

Les méthodes d'essais non destructives ont été largement utilisées dans le monde industriel. Ils font désormais partie d'un outil universel qui contribue à augmenter la productivité, garantissant que les produits répondent aux exigences de qualité strictes des clients, contribuant ainsi à leur satisfaction ultime. Parallèlement à ce développement, le contrôle non destructif a élargi son champ d'application, passant du domaine de la détection locale stricte de défauts, de l'identification et de la mesure dimensionnelle au domaine de l'évaluation des propriétés intrinsèques des matériaux, En conséquence, il devient un rôle clé dans l'évaluation de la qualité des produits et les matériaux.^[9]

Basé sur les principes physiques qui sous-tendent les principales méthodes CND telles que la radiographie, les techniques électromagnétiques par courants de Foucault, la perméabilité incrémentale, les techniques d'inspection de surface pour les processus de flux de fuite, le ressuage, l'inspection optique et les ondes ultrasonique.

Dans notre étude on a choisi la méthode non destructive par ultrasons pour le contrôle de notre matériau étudié. (Plus de détails dans les chapitre II et chapitre III)

CHAPITRE I Matériaux composites pour l'aéronautique

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I.4. Les matériaux composites

Les matériaux composites ne sont pas nouveaux, ils ont été utilisés par l'homme depuis la nuit des temps, comme le bois, le béton et le béton armé.

I.4.1. Définition

Les composites représentent un assemblage de deux matières ou plus d'une nature différente ce qui donne naissance à un nouveau matériau hétérogène avec des propriétés spécifiques ^[10]. Il est composé d'une matrice et un renfort.

La matrice est une matière qui relie les renforts de différents types comme il est montré sur la Figure I.6 :

Figure I.6 : Les constitutifs d'un matériau composite ^[7] Ainsi, pour décrire un matériau composite, il sera nécessaire de spécifier :

Ø La nature des constituants (matrice) et leurs propriétés.

Ø La géométrie du renfort avec sa distribution.

Ø La nature de l'interface matrice/renfort.[10]

I.4.2. Les deux types de composites

I.4.2.1. Les composites GD

Les composites de grandes diffusions représentent 95% des composites utilisés. Ce sont généralement des plastiques renforcés. Dans 90% des cas, le taux de renforcement est d'environ 30%. L'anisotropie est absente ou non maîtrisée car les renforts sont des fibres courtes. Les principaux composants de base sont la résine polyester (95 % de résine thermodurcissable) et la fibre de verre (plus de 99 % de renfort utilisé).

I.4.2.2. Composites HP

Les composites de hautes performances dérivés de matériaux fibrés sont utilisés en grand nombre pour des applications nécessitant une reprise à des niveaux de sollicitations au moins identiques à ceux rencontrés dans les structures métalliques. Le secteur des transports, principalement utilisé pour l'aviation, est coûteux. Les renforts sont des fibres assez longues. Le taux de renfort est élevé, ce sont les renforts qui impactent le coût. Les propriétés mécaniques (résistance mécanique et rigidité) sont largement supérieures à celles des métaux.^[6]

CHAPITRE I Matériaux composites pour l'aéronautique

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I.4.3. Classification des matériaux composites

I.4.3.1. Suivant la forme des renforts

Les matériaux composites sont classés suivant la forme des renforts utilisés, à savoir un renfort à fibres courtes et continues ou à particules comme elle montre la Figure I.7 ci-dessous :

Figure I.7 : Les différents renforts pour le matériau composite [11]

· La valeur des composites à fibres justifié une étude exhaustive de leurs comportements mécaniques excellents^[10]. En conséquence, ce mémoire sera essentiellement consacré par la suite à l'étude de ce type de matériaux dans le domaine de l'aéronautique.

I.4.3.2. Suivant la nature des matrices

Cependant, les renforts ou les fibres ne peuvent pas être utilisés directement pour des applications mécaniques. D'où l'idée de les incorporer dans une matrice pour former des composites fibreux.

La matrice a alors différentes fonctions : lier les fibres entre elles, transférer les charges mécaniques aux fibres, protéger les fibres du milieu extérieur, etc.

Les composites sont classés en composites à base d'une matrice organique (dans notre cas est la résine), à base d'une matrice métallique ou à matrice minérale.

Les matériaux composites à matrice organique se trouvent dans le domaine des températures ne dépassant pas 300 °C, alors que celles à matrices métallique et minérale sont utilisées jusqu'à 600 °C pour une matrice métallique et jusqu'à 1000 °C pour une matrice céramique^[10].

· La Figure I.8 détaille les différents natures de renforts et des matrices utilisées pour constituer un matériau composite.

CHAPITRE I Matériaux composites pour l'aéronautique

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Figure I.8 : Différentes bases pour classification des composites[12]

I.4.4. Interface renfort / matrice

L'interface est définie comme une zone particulière d'épaisseur quasiment nulle formée par une frontière commune entre le renfort et la matrice, elle assure la liaison entre ces entités pour le transfert de charge et constitue une zone clé pour l'optimisation des propriétés mécaniques des matériaux composites, cette zone est considérée comme un constituant du composite car elle possède des propriétés physiques, chimiques et mécaniques différentes de celles de la fibre et de la matrice.

Ces propriétés sont difficilement accessibles expérimentalement et la plupart des données sont obtenues à partir des modélisations sur la réponse mécanique des composites, Par contre, à l'échelle réelle, l'épaisseur de cette interphase peut être mise en évidence de plusieurs manières à l'aide d'analyse viscoélastique et fluage thermo stimulé. Dans une matrice composée des charges de verre ensimées en résine époxy l'épaisseur de l'interphase est de 1,4 à 1,75 um.^[13]

Il est possible d'identifier trois couches avec une stabilité hydrolytique différente : une couche physisorbée, une couche tridimensionnelle et une couche interfaciale.

v Le schéma d'interphase renfort/ matrice est représenté dans la Figure I.9 suivante :

CHAPITRE I Matériaux composites pour l'aéronautique

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Figure I.9 : l'interphase entre la matrice et le renfort

Le rôle des fibres est de supporter la grande partie de la contrainte, par contre, celui de la matrice est la redistribution et le transfert des charges d'une fibre à l'autre via l'interface. Le rôle de la zone interfaciale est primordial pour améliorer les performances finales du composite. La quantification de l'adhérence est généralement évaluée par des tests micromécaniques consistant à étudier une fibre unique enrobée de résine.

Une interphase très cohésive permettra aux fissures de se propager perpendiculairement à l'axe des fibres et entraînera une rupture de l'échantillon. Une interphase moins résistante, permettra de dévier la fissure vers l'interphase et de limiter son impact à quelques fibres uniquement^[6].

· Les interfaces fibres/matrices sont supposées parfaites et ne sont pas considérées dans les calculs de cette étude.

I.4.5. Les différentes structures des matériaux composites

Ils peuvent être classées en trois types liés un par rapport aux autres :

1. Les monocouches

Représentent l'élément de base de la structure composite stratifié et sont constitué d'un seul pli de renfort, est souvent appelée une strate.^[6]

2. Les stratifiés

Sont constitués par plusieurs monocouches successives (2 ou plus) de même ou de différentes orientations des renforts. (Voir le schéma de la Figure I.10)

Les stratifiés sont utilisés comme des matériaux structuraux, où on a, la nécessité d'excellentes performances mécaniques en termes de résistance, rigidité, comportement à la fissuration, et l'exigence de limite en poids.

CHAPITRE I Matériaux composites pour l'aéronautique

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Figure I.10 : Monocouches constituant le stratifié.

3. Les composites sandwiches

Sont constitués d'un nid d'abeille (une matière résineuse, mousse ou en aluminium) entre deux surfaces des composites stratifiés (Figure I.11) pour faire face à l'effort tranchant.

Figure I.11 : Schéma d'un composite sandwich

I.5. Aspect physico-mécanique des structures composites

Dans le domaine de l'espace et de l'aviation (Hautes performances), on cherche des matériaux les plus performants possible en mesure de sécurité, un module élevé avec une masse volumique faible. Ça nous conduira automatiquement à des composites.

I.5.1. Densité

La densité ou la masse volumique est la grandeur physique qui caractérise la masse des substances par leur unité de volume et déterminée par la méthode de balance hydrostatique et calculé numériquement par la formule suivante :

ñr = ñe * mr /mr - (mf - mp) (1)

CHAPITRE I Matériaux composites pour l'aéronautique

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Avec :

ñr densité d'échantillon. (g/cm³⁾

ñ_e densité de liquide d'immersion. (g/cm³⁾

m_r masse d'échantillon en air. (g)

mf la masse du support de tube à essai et de l'ensemble tube à essai dans le liquide

d'immersion à la fin du temps de séjour. (g)

mp la masse du porte-échantillon dans le liquide d'immersion. (g)

I.5.2. Fractions volumiques et massiques

I.5.2.1. Fraction massique

Les fractions massiques Pf et P_m sont définies à partir des masses p_c, pf, p_m respectives de matériau composite, de fibres et de matrice par l'essai de calcination (essai dit de perte au feu).

Avec pf + pm = pc (2)

D'où : ???? = ???????? (3)

???? = ???? (4)

^????

I.5.2.2. Fraction volumique

Considérons un composite de volume Al_c, composé de fibres de volume ??f et d'une matrice de volume ??_m.

Avec í_c = íf + í_m (5)

La fraction volumique de fibres Vf et de matrice V_m est donnée respectivement par :

???? ???? = ???? (6)

???? = ???? (7)

????

· La relation entre les fractions volumiques et massiques fait intervenir les masses volumiques. Les masses volumiques ñ_c, ñf, ñ_m respectives du matériau composite, des fibres et de la matrice sont liés par les relations suivantes[10]

On a: ???? = ???? ???? (8)

???? = ???? ????, (9)

???? = ???? ???? (10)

CHAPITRE I Matériaux composites pour l'aéronautique

14 | P a g e

Et la fraction volumique des fibres Vf (taux de fibres) est déterminée par la formule suivante :

????

???? = ???? * ????-???? .(????-????) 100% (11)

????= Masse volumique de fibres ????= Masse volumique de la résine P??= Fraction massique de fibres

Avec la fraction V de la matrice : ???? = 100 - ???? (12)

I.5.3. L'isotropie des matériaux composites

Un matériau isotrope signifie que les propriétés de ce matériau sont supposées identiques dans toutes les directions de l'espace. Elle dépend essentiellement pour le composite de l'orientation de renfort d'une manière :

Ø Lorsque l'orientation est aléatoire, le comportement des composites est à peu près isotrope.

Ø Lorsque l'orientation suit une ou plusieurs directions préférentielles comme dans le cas des fibres, le comportement est anisotrope.[14]

I.6. La fabrication des matériaux composites

La mise en oeuvre des composites se fait selon différentes méthodes de moulage et ça selon l'imprégnation du renfort par le système résineux et la mise en forme à la géométrie de la pièce, Ces méthodes sont généralement faciles à exécuter et demandent un coût d'investissement faible en matériels.

On va décrire le principe de quelques techniques importantes pour les procédés d'élaboration des composites dans cette partie qui sont en totale :

1. Moulage par contact.

2. Moulage sous vide.

3. Moulage par compression.

4. Moulage par centrifugation.

5. Moulage en continu.

6. Moulage par pultrusion.

7. Moulage par projection simultanée.[10]

CHAPITRE I Matériaux composites pour l'aéronautique

I.6.1. Moulage au contact

C'est la méthode la plus simple qui ne demande pas beaucoup d'équipements. On utilise des moules sur lesquels on dépose successivement : un agent de démoulage, une couche de surface et des couches successives des renforts imprégnés au rouleau d'une résine polymérisée à la température ambiante.

· Les moules sont de différentes matière soit en plâtre, résine, bois ou en métal [7]

Figure I.12 : Schéma de moulage au contact.

I.6.2. Moulage sous vide

Cette méthode dite du sac permet l'obtention de plaques avec un taux minimum de résine ^[6], Elle implique l'utilisation à la fois du vide et de la pression atmosphérique.

Après le revêtement de moule avec un agent de démoulage et une fine couche de résine sur la surface, le renfort est placé sur un moule rigide et la matrice est coulée. Cette Contre-moule, recouvert d'un film (feuille de nylon) pour assurer l'étanchéité. [7]

La pompe à vide crée un vide qui permet à la résine de se diffuser dans les renforts fibreux et cavités. Cette méthode pourrait être combinée avec un système de chauffage qui servirait à polymériser la résine plus rapidement.[15]

Est un procédé de meilleure qualité que le moulage par contact car il permet d'obtenir des plaques sans défaut de produits composites aux formes complexes.

Figure I.13 : Moulage sous vide

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CHAPITRE I Matériaux composites pour l'aéronautique

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I.6.3. Moulage par compression

Le moulage par compression est l'un des procédés les plus économiques pour la production de grandes séries de pièces de petites et de moyennes dimensions.[15]

La mise en forme par compression consiste à disposer dans un moule les composants prés imprégnés. Sous l'action du coulisseau de la pression, le contre-moule applique une pression sur le volume de matière qui se trouve à l'intérieur du moule.

Le renfort et la matrice se déplacent afin de remplir la cavité de l'outillage. Souvent, la pression exercée est de l'ordre de 20 à 40 bars. Une polymérisation partielle est effectuée à l'intérieur du moule et la pièce est ensuite retirée afin que la polymérisation puisse continuer à l'extérieur du moule. Ceci permet à l'outillage d'accueillir plus rapidement une nouvelle pièce à fabriquer[16]

Figure I.14 : Moulage par compression [15]

I.7. Intégration des matériaux composites dans l'aéronautique

Les matériaux composites ont une bonne résistance aux chocs et au feu, et assurent une meilleure isolation thermique, acoustique et électrique. De manière générale, les solutions composites sont toujours un saut technologique pour les industriels car les composites offrent des possibilités de réaliser des produits spécifiquement adaptés aux propriétés recherchées.[17]

La direction privilège de chaque couche qui compose le stratifié de composite permet une conception spécifique pour chaque situation en charge et donc un poids réduit par rapport à la conception d'un matériau métallique dont les propriétés sont les mêmes dans toutes les directions. Cette orientation est obtenue en alignant des fibres bidirectionnelles très dur, en carbone ou en verre, dans une matrice plus souple (une résine).[18]

CHAPITRE I Matériaux composites pour l'aéronautique

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Figure I.15 : Taux des matériaux composites dans la structure de Boing787 [18]

Dans la Figure I.15 ci-dessus un dessin qui décrit la distribution de différentes natures des matériaux dans la structure d'un aéronef (B787) ou le composite représente 50%.

Figure I.16 : Evolution d'intégration des matériau composite dans aéronefs [17]

CHAPITRE I Matériaux composites pour l'aéronautique

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L'utilisation des matériaux composites depuis les années 1970 dans la fabrication des avions ne cesse d'augmenter^[17] , D'après la Figure I.16, on constate qu'en 40 ans, on est passé de moins de 9% en composite à plus de 50% de la masse totale des matériaux. L'A380 est près de 25% au poids, et l'A350XWB est supérieur à 50% en poids dans l'année 2015. Le Boing777 présente une valeur de 12% du composite dans l'année 1995 tandis que le Boing787 présente un saut technologique avec 50% de composite en 2010.

A savoir aussi que tous les avions de la nouvelle génération sont constitués d'un pourcentage élevé de matériau composite non seulement en fuselage mais aussi pour l'équipement intérieur de l'avion.

I.7.1. Les avantages des matériaux composites pour utilisation aéronautique y' Ils sont associés à de nombreuses possibilités de conception ce qui permet de

construire des avions de plus en plus légers, réduisant ainsi les dépenses de carburant

et économisant ainsi combustibles fossiles et bien sûr la réduction de la pollution. y' Une grande résistance à la fatigue entraîne donc une maintenance réduite.

y' Insensibles aux produits chimiques "mécaniques " comme les graisses, huiles, peintures, solvants et le pétrole.

y' Faible vieillissement sous l'action d'humidité, de la chaleur et de la corrosion (sauf en cas de contact entre l'aluminium et les fibres de carbone).^[7,19]

I.7.2. Les inconvénients des matériaux composites destinés à l'aéronautique

· Le vieillissement sous l'action d'eau et de la température (la température est basse lorsque l'avion est en vol mais élevée dans le hangar des avions par exemple au désert ou la température peut dépasser 50 °C).

· Tenue à l'impact moyenne par rapport aux métaux.

· Emission de fumées parfois toxiques pour certaines matrices en cas de feu^[2].

I.8. Les exigences des matériaux composites stratifiés en aéronautique

Les composites renforcés de fibres à base de résines thermodurcissables permettent d'atteindre d'excellentes performances mécaniques sont très appropriées pour l'aéronautique et les voitures premium de course^[20]. A ce critère est venue s'ajouter depuis plusieurs années et d'une manière cruciale, une exigence de dimensionnement à la fatigue. La raison en est que les matériaux composites ne sont plus confinés à des parties dites secondaires, c'est-à-

CHAPITRE I Matériaux composites pour l'aéronautique

19 | P a g e

dire ne reprenant que peu d'efforts, mais à des structures primaires largement sollicitées, pour lesquelles une sécurité accrue est exigée.[21]

Pour de nombreux stratifiés aérospatiaux, chaque pli a une épaisseur comprise entre 0,1 et 0,25 mm et contient des fibres noyées dans une fine couche de matrice polymère.

Dans un stratifié, l'orientation des fibres par rapport à la direction de chargement principale peut varier d'un à l'autre. L'ordre dans lequel les strates avec différentes orientations de fibres sont empilées est appelé la séquence d'empilement et est conçu pour obtenir la rigidité et la résistance souhaitée pour le stratifié.

Figure I.17 : Stratifié à plis de construction [0/90/0/0/90/0°] [22]

Les couches à 90° aident à réduire la fissuration entre les fibres dans les couches à 0°, ce qui est souvent un problème si la structure ne contient que des fibres à 0°.

I.9. Conclusion

Les principales raisons d'utiliser des matériaux composites dans la structure d'aviation en première classe consiste à réduire la masse tout en maintenant l'excellence du comportement mécanique.

Le changement d'orientation entre les couches de renforts dans le stratifié aident à réduire la fissuration entre les fibres donc améliorer les propriétés mécaniques de ces composites.

CHAPITRE I Matériaux composites pour l'aéronautique

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Références du chapitre I

1. Summerscales, J., Microstructural characterisation of fibre-reinforced composites.
1998: CRC Press.

2. Costa, J.P.M.r., Caractérisation et modélisation des interfaces dans les composites
organiques stratifiés à haute température: Application à la tenue au feu des structures aéronautiques, 2021, ISAE-ENSMA Ecole Nationale Supérieure de Mécanique et d'Aérotechique-Poitiers.

3. Pommier, S., Science des Matériaux (LA 314).

4. Jean Pierre Mercier, Gérald Zambelli, Wilfried Kurz, Introduction à la science des
matériaux, PPUR, 1999

5. Charmet, J.-C., Mécanique du solide et des matériaux Elasticité-Plasticité-Rupture.
ESPCI-Laboratoire d'Hydrodynamique et Mécanique Physique, 2005: p. 113-144.

6. Aribi, C., Étude comparative du comportement des différents matériaux composites
(différentes matrices), 2012, Université de Boumerdès-M'hamed Bougara.

7. Basaid, Djamel. <i>Simulation Numérique Du Comportement Macroscopique Des
Matériaux Hétérogènes À Matrice Élastique Et Inclusion Élastoplastique Pour L'utilisation En Construction Aéronautique</i>. 2019. Université M'hamed Bougara - Boumerdes, Thèse de Doctorat.

8. Hertz-Clemens, S., Etude d'un composite aéronautique à matrice métallique sous
chargements de fatigue: sollicitation mécano-thermique et propagation de fissures, 2002, École Nationale Supérieure des Mines de Paris.

9. Dumont-Fillon, J., Contrôle non destructif (CND). 1996: Ed. Techniques Ingénieur.

10. Berthelot, J.-M., Matériaux composites. Comportement mécanique et analyse des
structures, 1999. 4.

11. Latifa, M.B.H., Elaboration de matériaux composites biodégradables issus de
ressources renouvelables, 2016, Université de Mostaganem.

12. Friedrich, K., L. Chang, and F. Haupert, Current and future applications of polymer
composites in the field of tribology, in Composite materials. 2011, Springer. p. 129167.

13. Ledru, Y., Etude de la porosité dans les matériaux composites stratifiés
aéronautiques, 2009.

14. Vannucci, P., Matériaux composites structuraux, 2007, Université de Versailles et
Saint-Quentin-en-Yvelines.

21 | P a g e

CHAPITRE I Matériaux composites pour l'aéronautique

15. Nguyen, A.V., Matériaux composites à renfort végétal pour l'amélioration des
performances de systèmes robotiques, 2015, Université Blaise Pascal-Clermont-Ferrand II.

16. Tossou, E., Développement de nouveaux composites hybrides renforcés par des
fibres de carbone et de lin: mise en oeuvre et caractérisation mécanique, 2019, Normandie Université.

17. Fendzi, C., Contrôle Santé des Structures Composites: application à la Surveillance
des Nacelles Aéronautiques, 2015, Paris, ENSAM.

18. Kerfriden, P., Stratégie de décomposition de domaine à trois échelles pour la
simulation du délaminage dans les stratifiés, 2008, École normale supérieure de Cachan-ENS Cachan.

19. Chapuis, D., V. Aerts, and R. Bonneville, Chapitre 4: Les nouveaux matériaux
composites pour l'aéronautique par Vincent Aerts, in Chimie, aéronautique et espace. 2021, EDP Sciences. p. 75-84.

20. Monti, M., et al., Design, manufacturing and FEA prediction of the mechanical
behavior of a hybrid-molded polycarbonate/continuous carbon fiber reinforced composite component. Composites Part B: Engineering, 2022. 238: p. 109891.

21. Renard, J., Fatigue des matériaux composites renforcés de fibres continues. 2010:
Ed. Techniques Ingénieur.

22. P.K.Malick. « Processing of Polymer Matrix Composites ».CRC press Broken Sound Parkway NW (2018).

CHAPITRE II

Procédés d'élaboration et

caractérisation des matériaux

composites

II.1. CHAPITRE II Procédés d'élaboration et caractérisation des matériaux composites

22 | P a g e

CHAPITRE II Procédés d'élaboration et caractérisation des matériaux composites

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Introduction

Dans ce chapitre, nous abordons l'étude expérimentale en commençant par présenter la procédure d'élaboration des éprouvettes composites, qui a été réalisée au sein d'atelier plastique et composite de la base de maintenance d'air Algérie. Il s'agit du procédé de moulage sous vide, qui consiste à fabriquer des plaques en composite de (40/40cm) après on les découpes en éprouvettes de dimensions suivant les normes en vigueur.

Suite à cette réalisation expérimentale et en tenant compte des différentes recommandations tout au long de la fabrication, nous concluons la partie par la mise en place d'un organigramme de plan pour une élaboration fiable des stratifiés composite aéronautique.

Dans notre étude nous avons utilisé des renforts en fibres continues de verre et de carbone imprégnés dans une matrice résineuse de type Epocast. Le choix du type de matrice et du renfort est fait selon les exigences de la règlementation aéronautique internationale et de la faisabilité expérimentale de ce type de matériau.

Premièrement, on entame l'étude expérimentale de nos matériaux obtenus en effectuant des caractérisations physiques par des méthodes d'ATD/ATG, mesure de densité, taux de fibres, et la caractérisation par la méthode non destructive des ultrasons.

Par la suite, nous effectuons bien sûr des essais mécaniques tels que la traction, flexion et la fatigue, détaillés avec les résultats dans le chapitre suivant.

II.2. Matériaux d'étude

Avant la fabrication d'une pièce en matériaux composites, il faut préparer tous les outils nécessaires concernant l'étude et l'élaboration de cette pièce et bien sûr tous les matériaux de base.

II.2.1. Le matériel utilisé

La figure II.1, présente tous les outils nécessaires :

· Une table de travail et une table pour les plaques des stratifiés

· Renforts (fibres de carbone/verre), matrice (résine Epocast et durcisseur).

· Pompe à vide, scotch double faces (mastic d'étanchéité).

· Un nylon, un tissu de drainage et un tissu d'arrachage.

· Les gants, les raclettes et les gobelets.

· Ciseaux, une règle et un scotch.

· Diluant (pour le nettoyage).

Figure II.1 : Outils pour fabrication des plaques composites (air algérie)

II.2.2. Les renforts

Les renforts utilisés pour la réalisation des éprouvettes sont des tissus de carbone, et de verre sous formes des fibres continus bidirectionnels.

Voir les rouleaux dans la Figure II.2.

CHAPITRE II Procédés d'élaboration et caractérisation des matériaux composites

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Figure II.2 : Rouleaux de fibres de carbone et de verre bidirectionnel

Ces tissus de renfort sont constituée de deux couches unidirectionnelles, l'une orientée à 0° et l'autre à 90° dite de type taffetas^[1] voir dans la Figure II.3.

Figure II.3 : Dessin d'armure taffetas (0/90°) ^[1J II.2.2.1. Caractéristiques des fibres de carbone et de verre

II.2.2.1.a. Fibre de verre

Contrairement à l'état massif ou le verre est très fragile du fait de sa forte sensibilité aux microfissures, la conception de ce type de matériau se forme des fibres de faible diamètre pour qu'il possède de bonnes performances mécaniques est dû de la diminution des microfissures donc la fragilité diminue. La matière première pour la fabrication de ces fibres est composé de silice, alumine, magnésie, etc.^[1]

Il existe différents types de verre filable qui sont résumés dans le Tableau II.1 :

CHAPITRE II Procédés d'élaboration et caractérisation des matériaux composites

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Tableau II.1 : Différents types de fibres de verre filables

Type des fibres de verre	Caractéristiques générales
A	Haute teneur en alcali
C	Bonne résistance chimique
D	Haute propriétés diélectrique
E	Bonne propriétés électrique
R, S	Haute résistance mécanique

Dans notre travail nous avons utilisé des fibres de verre type D élaborées par une méthode de fibrage de verre fondu (voir plus dans l'annexe).

II.2.2.1.b. Fibre de carbone

Les fibres de carbone appartiennent à la famille des graphites, qui ont une structure hexagonale en atomes de carbone dispose en plans cristallographique parallèle et décalé un par rapport à l'autre.

La liaison entre les atomes de même plan est chimique (un mélange des liaisons covalentes et métalliques). La liaison covalente, qui résulte de l'hybridation sp² de chaque atome de carbone, est responsable du module et de la résistance élevés dans le plan des couches de carbone. La liaison métallique, qui est due aux électrons pz délocalisés, est responsable de la conductivité électrique élevée et de la conductivité thermique élevée dans le plan des couches de carbone. Perpendiculaire aux couches de carbone, la liaison implique des forces de van der Waals (liaison secondaire).

En raison de la faible liaison inter couche, les couches de carbone peuvent facilement glisser les unes par rapport aux autres. Dans les fibres de carbone, les couches hexagonales sont disposées dans une structure beaucoup plus amorphe, étant enroulées, pliées et froissées les unes avec les autres. Cette structure amorphe ne permet pas de déchirer les feuilles hexagonales et confère à la fibre de carbone ses propriétés de matériau uniques avec une résistance à la traction élevée et une rigidité élevée.^[2]

CHAPITRE II Procédés d'élaboration et caractérisation des matériaux composites

26 | P a g e

Figure II.4 : Structure cristalline du graphite.

Les atomes A (cercles pleins) constituent une couche de carbone, tandis que les atomes B (cercles vides) constituent la couche de carbone adjacente^[3] .

Elles sont obtenues par carbonisation de la fibre PAN (Poly acrylonitrile).^[1]

v Les caractéristiques de nos fibres utilisées dans ce travail sont mentionnées dans le tableau II.2.

Tableau II.2 : Caractéristiques du tissu de carbone et de verre

Fibres continues de carbone		Fibres continues de verre
Caractéristiques	Valeurs	Caractéristiques	Valeurs
Architecture	TAFTAS	Type	D (diélectrique)
Géométrie des fibres	Rectangulaire	Géométrie des fibres	Cylindrique
Epaisseur (mm)	0.2	Epaisseur (mm)	0.1
Résistance à la traction (N/mm^2)	330	Résistance à la traction (N/mm^2)	140.29
Élongation (%)	1.9	Nombre de filament Par fibre	75
Poids spécifique (g/m^2)	193	Poids spécifique (g/m^2)	106

CHAPITRE II Procédés d'élaboration et caractérisation des matériaux composites

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II.2.2.2. Préparations des renforts

D'après les rouleaux des tissus de fibres de verre et de carbone (Figure II.2) on coupe deux surfaces larges pour l'extraction des plis de nos stratifiés, ensuite :

(1) On mesure avec une règle 40/40 cm du tissu de fibre de verre et celle de carbone.

(2) On découpe 8 couches des deux fibres (Carbone/Verre) en utilisant un ciseau.

1 2

Figure II.5 : Préparation des renforts (Etape de découpage)

Figure II.6 : Tissus des Fibres de carbone et de verre (taffetas)

II.2.3. La matrice

Les matériaux composites à matrice polymère sont de plus en plus utilisés en aéronautique à cause de leur faible masse. C'est un mélange homogène de résine (EPOCAST 50-A1) et de durcisseur (HARDENER 946 US) qui se présente comme un agent de

CHAPITRE II Procédés d'élaboration et caractérisation des matériaux composites

28 | P a g e

réticulation^[4]. Ces ratios sont basés sur les normes spécifiées par le fabricant, qui nécessite un mélange de 100 grammes de résine pour 15 grammes de durcisseur. Figure II.7.

A B

Figure II.7 : A. Résine EPOCAST 50-A1. B. Durcisseur (HARDENER 946)

II.2.3.1. Caractéristiques de la résine

Est une résine thermodurcissable utilisé pour la stratification à cause de sa facilité à être manipulée. Et peut être utilisé dans la fabrication ou la réparation de structures composites aéronautiques. Les produits sont conformes à la norme BMS 8-201.

Des détails supplémentaires sur cette résine sont mentionnés dans la fiche technique fournie par le fournisseur (Tableau II.3)

Tableau II.3 : Caractéristiques des Epocast 50-A1/946

Caractéristiques	Valeurs
Densité g/cm^3	2
Coefficient de dilatation thermique 10k	35
Résistance en compression MP	140
Module d'élasticité en compression MP	11000-11500
Résistance en flexion MP	110

II.2.3.2. Préparation de la matrice

La quantité de résine nécessaire par mètre carré de tissu a été calculée à partir des normes imposées par le constructeur (Airbus) qui impose 375g de résine pour 1 m² de tissu (pour une seule couche).

· CHAPITRE II Procédés d'élaboration et caractérisation des matériaux composites

Calcule de la masse de résine et durcisseur de nos plaques composites : La surface d'une couche de fibre (Sf) est de : Sf=400mm*400mm=160000mm² On a un stratifié de 8 couches donc la surface totale St est de : St=8*160000=1280000mm² La quantité de résine plus durcisseur a appliqué M sera :

1m² 375g

1.28m² M

M= 480g

29 | P a g e

Donc la masse totale pour imprégner 8 couches de 40/40cm est 480grammes (en epocast + durcisseur) donc par un petit calcul on trouve la masse de durcisseur et d'Epocast qu'on doit mélanger.

480 X 15

100

= 72 g en durcisseur

480 - 72 = 408 g d'epocast

· Dans notre cas on a deux plaques élaborées donc on a consommé le double de cette résine.

Finalement on suivra les étapes suivantes pour l'utilisation de la résine.

1. On pèsera la bonne quantité de la résine Epocast (408 grammes)

2. On ajoute la quantité nécessaire du durcisseur 72 g

3. Après un mélange à peu près de 3 min on voit que la couleur de notre résine est homogène, Donc notre matrice est prête à utiliser.

1

2

3

Figure II.8 : Etapes de préparation de la matrice Epocast 50-A1

CHAPITRE II Procédés d'élaboration et caractérisation des matériaux composites

30 | P a g e

II.2.4. Tissu d'arrachage Sont des tissus antiadhésifs présentent plusieurs avantages lorsqu'ils sont utilisés sous vide. Ce tissu est connu pour la finition de surface qu'il confère aux pièces des composites, il permet aussi d'absorber la quantité de résine surplus et il évite également l'adhésion de l'échantillon à tous les tissus lors de la dissociation (lors du démoulage). II.2.5. Feutre de drainage Son rôle est d'absorber la quantité de résine supplémentaire aussi et de la piéger pour qu'il n'y ait pas de débordement, et aussi il assure la bonne répartition de l'aspiration de l'air dans le système sous vide. Il est connu aussi sous le nom (de la ouate).
	Figure II.9 : Tissu d'arrachage
	Figure II.10 : Feutre de drainage

Tableau II.4 : Caractéristiques du feutre de drainage

Caractéristiques	Valeurs
Matière	Fibres 100% polyester
Couleur	Blanc
Epaisseur (mm^2)	4
Poids nominal (g/m^2)	150
Température d'utilisation (?)	205
Température de fusion (?)	250

II.3. Procédure de fabrication

La réalisation des éprouvettes stratifiés carbone/époxy, verre/époxy de huit plis est faite par un moulage sous vide en ajoutant la résine sur la surface des fibres et l'étaler en utilisant la raclette comme vous montre en détails dans les étapes et les figures jointes suivantes :

CHAPITRE II Procédés d'élaboration et caractérisation des matériaux composites

En premier lieu, après le malaxage de la résine et le durcisseur en respectant le taux de pourcentage 100/15, en étale une couche d'imprégnation sur le film inférieur utilisé pour l'étanchéité et sur la 1^ère couche des renforts.

Figure II.11 : Imprégnation de résine sur les 1ères couches de fibres

En deuxième étape on dépose les couches des tissus sur la 1^ère couche de renfort, de la même façon que la première on étale une autre couche de résine sur ces plis et en pose un autre pli, cette opération est répétée jusqu'au huitième couches, ce sont tous de même orientation (0.90°)

Figure II.12 : Imprégnation de résine de 8 couches successives

Troisièmement, on pose directement le tissu d'arrachage qu'est découpé selon les mêmes dimensions de nos renforts. Et faire rentrer les deux tuyaux de la pompe sur les côtés pour effectuer par la suite l'opération d'aspiration de l'air.

Figure II.13 : Dépôt du tissu d'arrachage

31 | P a g e

CHAPITRE II Procédés d'élaboration et caractérisation des matériaux composites

32 | P a g e

Ensuite, on pose le tissu d'absorption (de drainage) qu'est découpé de même dimensions qui couvre toute surface du moule limité par le mastic d'étanchéité, en le plaçant ainsi sur les tuyaux de la pompe à vide avant la fermeture de notre système.

Figure II.14 : Dépôt de tissu de drainage

Finalement on utilise un film plastique pour la fermeture, d'où le but de son utilisation est l'étanchéité l'ensemble de système et réaliser la dépression par le système de création de vide utilisé et coller ses extrémités avec le mastic d'étanchéité pour éviter tout risque de fuite.

Figure II.15 : Dépôt de film plastique pour fermeture du système

II.3.1. L'étape de mise sous vide :

Cette étape consiste à laisser le système sous vide pendant 6 à 8 heures comme vous montre dans la Figure II.16, afin de réaliser la polymérisation complète à température ambiante (25°C) pour éviter les contraintes résiduelles.

CHAPITRE II Procédés d'élaboration et caractérisation des matériaux composites

Figure II.16 : Système d'élaboration des plaques composites sous vide

v Les étapes de la mise en forme par ordre chronologique sont décrites dans ce plan suivant :

Découper les tissus
de renforts et les
tissus d'arrachage et
de drainage

Préparer le mélange
de la résine epocast
avec 15% du
durcisseur

Enduire la résine sur
les 8 couches des
fibres de carbone et
de verre

Enlever les tissus
d'arrachage et de
drainage de nos
plaques composite.

Fermer le système et
laisser les stratifiés
sous vide pendant
6h à Ta

33 | P a g e

Ensuite le système est démoulé et on obtient deux plaques stratifiées de dimensions 40x40cm et d'épaisseur 2.1mm, (Figure II.17).

A

B

Figure II.17 : A. Plaque composite fibre de verre. B. Plaque composite fibre de carbone

CHAPITRE II Procédés d'élaboration et caractérisation des matériaux composites

· La fabrication des éprouvettes pour les tests mécaniques nécessite un découpage préalable des plaques, en respectant la forme et les dimensions relatives aux normes en vigueur. En plaçant ainsi les talons en aluminium pour s'assurer que le matériau testé est sous traction pure et ne subit pas les contraintes et déformations imposées par les mors de
machine.	Figure II.18 : Découpage selon les normes

II.4. Représentation des pièces pour les essais mécaniques

La connaissance du comportement mécanique de composite et sa structure permettant de comprendre et prédire son comportement en service. Afin de faire la caractérisation nous avons recours à un certain nombre d'essais mécaniques telle la traction et la flexion qui nécessite des éprouvettes découpés selon les normes internationales.

II.4.1. Eprouvettes de traction de la matrice résineuse

Les dimensions des éprouvettes de la résine Epocast préparer dans des moules, pour l'essai de traction sont aux normes telles que définies dans la figure ci-dessous

Figure II.19 : Eprouvettes sous forme haltère

II.4.2. Eprouvettes de traction des stratifiés composites

Les dimensions de l'éprouvette d'essai de traction sont aux normes ASTM D3039 telles que définies dans la Figure II.20 ci-dessous :

Figure II.20 : Dimensions des éprouvettes de traction.

34 | P a g e

CHAPITRE II Procédés d'élaboration et caractérisation des matériaux composites

35 | P a g e

II.4.3. Eprouvette de l'essai de flexion

Les éprouvettes d'essai de flexion sont préparées en forme rectangulaire plane dont la longueur est de 80 mm et la largeur est de 10 mm. Selon la norme ASTM D7264 comme définies dans la Figure II.21 suivante :

b = 10mm (Largeur ) h = 2.1mm (Epaisseur) l = 80mm (Longueur)

Figure II.21 : Dimensions des éprouvettes de flexion

II.5. Les machines utilisées pour les essais mécaniques

Les essais mécaniques sont réalisés à l'aide des machines en traction et de flexion situés au centre de recherche (CNERIB) pour la machine de traction de type MTS, et à l'unité de recherche (UR-MPE) pour la machine de flexion trois points de type Zwick.

(Voir Figure II.22).

a

b

Figure II.22 : a. Machines de traction et b. machine de flexion 3 points

II.6. Caractérisation des stratifiés composites élaborés II.6.1. Caractérisation physique

III.6.1.1. Analyse thermique (ATD, ATG)

Les analyses thermiques ATD et ATG sont effectuées au niveau de l'UR- MPE à l'aide de l'appareil de type STA NETZSCH (Simulaneous Themal Analysis) 409. Ce dernier est basé, d'une part, sur la mesure différentielle de l'effet thermique à l'aide de deux piles thermoélectriques et, d'autre part, sur la mesure de la chute de masse sous l'effet de la

CHAPITRE II Procédés d'élaboration et caractérisation des matériaux composites

36 | P a g e

température. Cette technique fait partie de la norme NF-EN31357-2 (plastique. Analyse calorimétrique différentielle).

La Figure II.23. Présente l'appareil STA 409 constitué de deux cellules identiques (échantillon et référence) scellées dans un bloc hermétique programmé en température et équipé d'une balance pour l'analyse thermogravimétrique.

Figure II.23 : Appareil de DSC

II.6.1.2. Détermination de la masse volumique

La masse volumique réelle (pour les matériaux à l'état compact, comme le cas des composites stratifiés) est déterminée suivant la méthode (par immersion à la balance hydrostatique), cette méthode, basée sur le principe d'Archimède, est plus précise qu'un simple rapport masse sur volume.

Les masses volumiques sont déterminées sur une moyenne de trois échantillons, par double pesée à 23°C. Les échantillons sont plongés dans un liquide ayant un bon pouvoir mouillant et une densité connue, comme l'eau (ñ_e= 0,998 g/cm³ à 23°C et 1 atm).

La balance analytique est équipée d'un dispositif de mesure et d'un logiciel qui permet de donner directement la masse volumique de l'échantillon, en introduisant les valeurs massiques à l'air libre et sous l'eau.

Figure II.24 : Banc de pesage.

CHAPITRE II Procédés d'élaboration et caractérisation des matériaux composites

37 | P a g e

II.6.1.3. Taux massique et volumique du renfort

Le taux massique est déterminé par la méthode de la perte au feu, applicable aux fils et stratifiés. L'échantillon est de forme carrée, cette dernière est pesée la première fois à la température ambiante (M_a). Puis, elle est placée dans un four à 700 °C pendant 1 heure afin de brûler la résine. Le renfort restant est alors pesé (Mf). Le taux massique de renfort Tm est déterminé par la formule suivante :

???? = (???? / ????) (1)

Le taux volumique Tv peut être déterminé par la relation suivante :

???? = (????/ ????) ???? (2)

Voici dans la Figure II.25 une image de four électrique utilisé pour la mesure de taux de renforts pour des échantillons de dimensions 2/2 cm.

Figure II.25 : Four électrique.

II.6.1.4. Contrôle non destructif par ultrasons

· Mesure des caractéristiques mécaniques de matériau composite

Les ultrasons sont des vibrations mécaniques à très haute fréquence avec des fréquences allant de 16 kHz à 150 MHz. Le CND est une méthode d'étude de l'absence de matière (défauts ou fissures) dans un matériau^[5].

Elle consiste à observer les échos dus au manque de matière lors de la propagation de vibrations de très haute fréquence et de très courte durée dans un matériau contrôlé. Les vibrations sont transmises et reçues par le même capteur, qui est connu pour convertir les signaux électriques en vibrations mécaniques et vice versa. L'impulsion sonore émise se propagera à travers le matériau et sera réfléchie par tout obstacle sur son chemin.

CHAPITRE II Procédés d'élaboration et caractérisation des matériaux composites

38 | P a g e

Pour contrôler une pièce, le transducteur est déplacé sur toute sa surface lors du déplacement et les échos produits par les réflecteurs présents dans le trajet des ondes sont observés sur l'écran de l'appareil à ultrasons.^[6]

On distingue les échos normaux sur la géométrie de la pièce, des échos dus à un éventuel défaut en prenant en compte le temps d'arrivée des échos et la position de transducteur. Les principales applications des ultrasons sont :

- La détection et caractérisation des défauts.

- Analyse des propriétés mécaniques

- Mesure des contraintes appliquées et résiduelles

- Détermination de la matrice de rigidité

La méthode de contrôle non destructif sur les plaques composites stratifiés par ultrasons sert à évaluer leurs propriétés mécaniques. Pour ce faire sur des stratifiés [0°/90°] en résine époxy renforcés par des fibres de verre et de carbone. Le mode de contrôle par immersion en utilisant deux transducteurs nous a conduits à des signaux qui permettent de mesurer le temps de vol dans un échantillon et connaissant la distance entre les transducteurs, on en déduit facilement les vitesses de propagation longitudinale et transversale de l'onde de notre matériau d'après la relation suivante :

(3)

2e

V = ?t

D'où les propriétés mécaniques sont en relation avec la vitesse et la densité comme suit :

VL = v ??(1-o)

??(1+o)(1-2o) (4)

V?? = v ??

2??(1+o) (5)

Avec

e : L'épaisseur d'échantillon

?t : Le temps entre deux échos successifs sur l'oscilloscope

VL : Vitesse de propagation de l'onde longitudinale

VT : Vitesse de propagation de l'onde transversale

?? : La masse volumique

E : Le module d'Young

o : Le coefficient de poisson

CHAPITRE II Procédés d'élaboration et caractérisation des matériaux composites

39 | P a g e

La méthode utilisée est dite de contrôle par immersion :

Le contrôle par ultrason est réalisé au niveau de centre de soudage et contrôle CRTI d'Alger, le dispositif étant plongé dans l'eau afin de permettre une meilleure propagation des ondes ultrasonores (voir Figure II.26). Le transducteur, piézoélectrique est de marque Panametrics V326 de fréquence de 5 MHZ, diamètre de 9.5 mm et d'une bande passante à 3 dB varie entre 3.05 et 6.65 MHZ. Il peut être plus ou moins éloignés de la pièce.

En utilisant un Oscilloscope pour afficher les courbes des tensions détectées et un générateur d'impulsion conventionnel de type OLYMPUS comme indique la Figure II.27 ci-après.

Figure II.26 : Banc de contrôle par Figure II.27 : Oscilloscope et

immersion générateur

II.7. Conclusion

Dans ce chapitre on a montré les matériaux, les outils et la procédure utilisée pour élaborer et préparer les éprouvettes. Nous avons tenu à respecter dans nos réalisations les normes en vigueur dans le domaine aéronautique afin de mettre en évidence les conditions de fabrication des composites considérés sur la réponse mécanique des efforts de différentes natures.

On a obtenu des éprouvettes pour traction de 250 x 25 mm et pour flexion de 80 x 10 mm selon les normes exigées, et qui ont été utilisées pour la caractérisation mécanique expliquée dans le chapitre suivant.

Ainsi en décrivant toutes les méthodes expérimentales utilisées pour les caractérisations.

CHAPITRE II Procédés d'élaboration et caractérisation des matériaux composites

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Références de chapitre II

1. Berthelot, J.-M., Matériaux composites. Comportement mécanique et analyse des structures, 1999. 4.

2. Boris-Mahlting.Yordan kyosev. « Inorganic and composite fibers: production, proprites and applications ».Edition Woodhead, USA(2018)

3. Deborah D.L Chung. « Composite materials, second edition ».Springer London Dordrecht Heidelberg, NewYork (2010)

4. Aribi, C., Étude comparative du comportement des différents matériaux composites (différentes matrices), 2012, Université de Boumerdès-M'hamed Bougara.

5. Chevalier, Y., Essais dynamiques sur composites: Caractérisation aux hautes fréquences. Techniques de l'ingénieur. Plastiques et composites, 2003(AM5401): p. AM5401. 1-AM5401. 19.

6. Laroche, N., Méthodes d'imagerie ultrasonore avancées et rapides pour le contrôle non destructif de matériaux atténuants et diffusants, 2021, École centrale de Nantes.

CHAPITRE III

Résultats et discussion

CHAPITRE III Résultats et discussion

41 | P a g e

III.1. Introduction

Nous allons présenter dans ce chapitre les résultats obtenus lors de notre expérimentation, pour but de caractériser les stratifiés des deux types des composites élaborés. Nous commençons d'abord par la caractérisation de la matrice seule, puis par la suite trois essais mécaniques de traction, de flexion et de la fatigue ont été réalisés sur les composites, et faisant aussi une caractérisation par la méthode des ultrasons. Finalement on a validé nos résultats expérimentaux à l'aide du logiciel de simulation Abaqus.

III.2. Caractérisation de la matrice

III.2.1. Caractérisation physique

III.2.1.1. Analyse thermique (ATD, ATG)

^{40 60 80 100 120 140 160 180 200}

^ATD

^ATG

¹⁰⁰

⁹⁸

⁹⁶

^-0.20

^-0.25

^-0.30

^-0.35

^-0.40

^-0.45

Figure III.1 : Diagramme de l'ATD et l'ATG de la résine Epocast

^{Température(°C)}

Interprétation :

D'après l'allure des courbes d'ATD/ATG (Figure III.1), on remarque que la résine d'Epocast est stable pendant le chauffage dans la température ambiante jusqu'à une valeur de 110 ° C ou le point de la transition vitreuse, et la décomposition rapide se produit après cette valeur critique.

Donc la température d'utilisation ou de service doit être inférieur à 110 °C.

Résine thermodurcissable : qualifie un matériau qui durcit de façon irréversible au-dessus d'une certaine température.^[1]

CHAPITRE III Résultats et discussion

III.2.2. Caractérisation mécanique

III.2.2.1. Essai de traction

On s'intéresse aux propriétés mécaniques de la matrice. Pour cela, nous avons élaboré des éprouvettes de traction sous forme haltère (Figure II.19). Nous avons utilisé trois éprouvettes pour les essais qui sont effectués sur une machine universelle MTS au sein du laboratoire a (CNERIB), pilotée par un logiciel qui mesure la déformation en variant la charge de la contrainte appliquée jusqu'à rupture de l'éprouvette (Figure III.2) en précisant la vitesse de déplacement à une valeur de 2 mm/min.

^{70 60 50 40 30 20 10}

^{0.0 0.5 1.0 1.5 2.0}

42 | P a g e

^Déformation (%)

Figure III.2 : Rupture en traction de résine ^0

Figure III.3 : Courbe d'essai de traction de résine

Les courbes d'essais de traction des 3 éprouvettes de la résine présentes des valeurs proches ce qui signifie l'homogénéité de notre matrice préparée. La valeur de la contrainte max c'est-à-dire au point de rupture est donné par un calcul de moyenne des trois essais (60.31 MPa) et pour E= 3.47 GPa, avec une déformation moyenne de 1.81%.

Les résistances en traction, et le module d'Young sont très bonnes pour une matière polymère. [5]

CHAPITRE III Résultats et discussion

43 | P a g e

Tableau III.1 : Propriétés mécaniques par l'essai de traction de la matrice Epocast.

Paramètre	Module de Young GPa	Contrainte max MPa	Déformation pour ómax (%)
Matrice Epocast 50 - A1
Essai 01	3.49	63.69	1.97
Essai 02	3.44	58.95	1.75
Essai 03	3.47	58.30	1.72
Moyenne	3.47	60.31	1.81

· Pour la suite de nos essais, nous avons choisi la résine époxy comme matrice associée aux fibres pour être en adéquation avec la règlementation aéronautique internationale car c'est l'unique qui est autorisée par l'organisation de l'aviation civile internationale [2].

III.3. Caractérisation du matériau composite stratifié

Les renforts utilisés pour la réalisation des éprouvettes sont des tissus de carbone et de verre bidirectionnel (voir Figure II.2), imprégnés dans une matrice en résine epocast, leurs caractéristiques sont mentionnées dans les tableaux II.2 et II.3 respectivement.

On cherche à faire la caractérisation physique et mécanique des matériaux stratifiés fabriqués par la mesure de densité et en mesurant le taux de fibres, les résultats sont résumés dans les tableaux ci-dessous. Et faisant des caractérisations non destructives par ultrason et destructives par des essais mécaniques de traction, de flexion et de la fatigue.

III.3.1. Caractérisation physique

III.3.1.1. Mesure de densité

S'appelle aussi la méthode de double pesée, elle permet de savoir si un matériau est dense ou pas. En utilisant une balance hydrostatique sensible avec une exactitude de #177; 0.001 g. On mesure de la masse volumique des 3 échantillons de chaque type de stratifiés, les résultats sont mentionnés dans le tableau ci-dessous (Tableau III.2).

CHAPITRE III Résultats et discussion

44 | P a g e

Tableau III.2 : Résultats des masses volumiques obtenus

Stratifié	Mesure 1	Mesure 2	Mesure 3		Moyenne	Carbone/ Ep
1.5198	1.5203	1.5235	1.521 g/cm^3		Verre/ Ep
1.7193	1.7202	1.7271	1.722 g/cm^3

III.3.1.2. Mesure de taux des fibres

Les fractions volumiques des fibres ont été calculées par procédé de calcination en utilisant un four et une balance, et ça pour assurer la cohérence et la qualité de chaque composite avant d'entamer les essais mécaniques.

Tableau III.3 : Taux massique de renfort par essai de calcination

Matériaux		Fraction volumique des fibres		Carbone/ Epocast
53.37		%	Verre/ Epocast
47.97		%

Interprétation :

Les résultats obtenus de la mesure des fractions volumiques des fibres et de la matrice montrent que les fractions volumiques en fibres de verre (47.97 %) sont inférieures à celles en fibres de carbone (53.37 %). Ces résultats sont logiques et dûs à la masse volumique élevée des fibres de verre 1.7 g/cm³ par rapport à 1.5 g/cm³ pour les fibres de carbone (le matériau le plus léger occupe plus d'espace en volume), Ces résultats sont confirmés par l'étude de Dr Belgacem et Dr Basaid ^[2,3]. Dépend aussi de l'aspect géométrique différents pour les deux types de fibres et à l'architecture des tissus qui comprennent un taux de noeuds et vides différents pour chaque type de fibres.

III.3.2. Caractérisation mécanique du stratifié

III.3.2.1. Essai de traction

Les tests ont été effectué à la température ambiante à l'aide d'une machine universelle « Zwick/Z100 », qui a un capteur de force de capacité de 100 kN.

Cette machine est liée à un ordinateur pour mesurer les forces et les déplacements en utilisant un logiciel testXpert version 12.0, dotée d'un extensomètre de haute résolution de type macro, positionné sur la zone utile de longueur initiale de 50 mm pour mesurer la déformation ou l'allongement de l'éprouvette en précision comme montré dans la Figure III.4. Une vitesse de 2 mm/min est utilisée dans le test.

CHAPITRE III Résultats et discussion

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Les propriétés de traction (Résistance à la traction, allongement à la rupture et le module du Young) ont été mesurées conformément à la norme ASTM D3039. Trois éprouvettes ont été testées pour chaque type de stratifié en exerçant des contraintes jusqu'à la rupture éventuelle.

Figure III.4 : Dispositif d'essai de traction

Les courbes des contraintes en fonction de la déformation des trois essais de traction pour chaque composite sont présentées dans (Figure III.5). Nous avons donc estimé le module d'élasticité et la contrainte à la rupture, ces résultats sont résumés dans le (Tableau III.4).

^{Carbone 1 Carbone 2 Carbone 3 Verre 1 Verre 2 Verre 3}

⁴⁰⁰

³⁰⁰

²⁰⁰

¹⁰⁰

⁰

^{0.0 0.2 0.4 0.6 0.8 1.0 1.2 1.4 1.6 1.8 2.0 2.2 2.4 2.6 2.8 3.0}

⁷⁰⁰

⁶⁰⁰

⁵⁰⁰

^Déformation %

Figure III.5 : Courbes de traction des éprouvettes carbone-verre/époxy.

CHAPITRE III Résultats et discussion

46 | P a g e

Interprétation :

Remarquant d'après la Figure III.5 que la valeur de contrainte max associé au composite à fibre de carbone est élevée par rapport à celle du composite a fibre de verre. Contrairement à la valeur de la déformation qu'est supérieure pour l'échantillon de fibre de verre à celle de fibre de carbone.

Le module du Young est calculé par le rapport de la contrainte sur la déformation (mesure de la pente dans le domaine élastique) dans une plage d'allongement de 0.1%, 0.2 %, jusqu'à 0,3 %. Il est bien évident que la valeur correspondante au composite à fibre de carbone est supérieure pour une valeur de (51.5 GPa en moyenne des trois essais) bien que le module correspondant au composite à fibre de verre ait une valeur de (19.16 GPa en moyenne des 3 essais), Les valeurs comparatives sont résumées dans le tableau ci-dessous.

L'avantage bascule de composite à fibre de carbone/résine Epocast en termes de résistance à la traction peut être expliquer par les interactions et l'adhérence entre la résine et le renfort. Les résines combinées avec la fibre de carbone améliorent les performances en résistance à la traction.

Comme l'avion en général en mouvement, est soumis à des sollicitations de tous types donc l'utilisation de composites à fibres de carbone est plus performante aux régions qui sont soumise à des contraintes de traction.

Tableau III.4 : Les valeurs comparatives des propriétés de traction des stratifiés composites

Types des éprouvettes		Contrainte de rupture (MPa)	Déformation A la rupture %		Module de Young (GPa)	Composite a fibre de carbone
1	694.50	1.28	51.8
	689.19	1.30	51.5
	629.17	1.15	51.3
	668.23	1.25	51.5		Composite a fibre de verre
1	395.32	2.55	19.5
	343.34	2.13	19.5
	413.86	2.81	18.5
	384.17	2.5	19.16

CHAPITRE III Résultats et discussion

47 | P a g e

III.3.2.2. Essai de flexion (trois points)

Les allures des courbes de force en fonction de déplacement pour trois essais de flexion pour chaque type de composite Epoxy/Tissu de carbone/tissu de verre sont présentés dans la Figure III.6.

Les valeurs calculées des propriétés de flexion comparatives entre les deux types d'échantillons sont résumées dans le Tableau III.5.

⁴⁰⁰

⁸⁰⁰

⁶⁰⁰

²⁰⁰

⁰

^{Fibres de carbone (1) Fibres de carbone (2) Fibres de carbone (3) Fibres de verre (1) Fibres de verre (2) Fibres de verre (3)}

^{0 1 2 3 4 5}

^{Déplacement (mm)}

Figure III.6 : Courbes de flexion des d'éprouvettes carbone-verre/époxy.

Interprétation :

On remarque un comportement linéaire élastique pour les composites avec une rupture brusque lorsque la contrainte maximale est atteinte ce qui montre la fragilité des stratifiés. Cette rupture peut être due à la rupture totale des fibres ou à la rupture de la matrice.

On remarque que les courbes obtenues pour chaque trois essais sont presque identiques dans les zones élastiques et plastiques ce qui explique l'homogénéité de ces composites stratifiés élaborés.

Le composite à base de fibres de carbone résiste à moyenne de 757.37 N avec un déplacement moyen de 2.23 mm. Par contre il est plus rigide que celui de fibre de Verre, qui résiste à une moyenne de 344.64 N avec une valeur de déplacement moyen de 2.88 mm.

CHAPITRE III Résultats et discussion

48 | P a g e

Ce qui explique l'utilisation de la fibre de verre dans les ailes d'avion qui sont soumis à des contraintes de flexion. Mais des recherches sont entrepris par les constructeurs d'avion pour améliorer ces caractéristiques.

Cette rigidité des composites en fibres de carbone se distingue clairement sur les courbes, et voir aussi les valeurs comparatives dans le Tableau III.5 ci-dessous

Tableau III.5 : Les valeurs comparatives des propriétés de flexion des composites.

Types d'échantillons		Force appliquée (N)		Déplacement (mm)	Carbone/Epocast
1	787.45	2.16
	746.42	2.21
	735.24	2.31
	756.37	2.23		Verre/Epocast
1	368.27	2.95
	352.79	2.84
	312.85	2.83
	344.63	2.87

· La contrainte à la rupture a est relie à la force appliquée par la formule suivante où S est la section de l'éprouvette :

F

a = s

(1 Mpa = 1 N/mm²)

III.3.2.3. Essai de fatigue

La machine d'essai de fatigue est une machine standard, celle qu'on a utilisée pour

p )

l'essai de traction type ZWICK/ROELL Z100, Lorsque on soumet le matériau à des cycles répétés d'efforts, il subit des modifications en microstructure (apparition d'une fissuration)

1 N/mm²)

regroupées sous le terme d'endommagement par fatigue. Les mêmes dimensions d'éprouvettes utilisées pour la traction sont utilisées dans ces tests.

Protocole pour fatigue :

Appliquant une contrainte de valeur constante de 100 MPa (ou N/mm²) pendant 200 cycles pour les composites verre-époxy, et une valeur répétitive de 350 MPa pendant 200 cycle pour les stratifiés carbone-époxy. Puis, un essai de traction a été réalisé pour observer la variété de contrainte a rupture après la fatigue des composites. Aussi pour objectif de voir l'évolution de la déformation au cours de ce test.

CHAPITRE III Résultats et discussion

49 | P a g e

III.3.2.3.1. Fatigue d'éprouvette en composite à fibre de verre

Figure III.7 : Courbe de fatigue d'éprouvette en composite à fibre de verre

Interprétation :

L'application d'une charge de fatigue provoque une réduction progressive au point de rupture pour le stratifié à fibres de verre. Comme il est montré dans la Figure III.8, une chute de résistance à la traction, pour une valeur de 210 N/mm² lorsque on réalise l'essai de traction après 200 cycles de sollicitations répétées, en comparant avec la valeur de cet essai sur une éprouvette non endommagé qu'est résiste à 384 N/mm². C'est dû à l'apparition d'une fissuration en appliquant des cycles répétitifs d'efforts de 100 N/mm² (27% de contrainte max).

Figure III.8 : Comportement en traction avant et après fatigue-verre

CHAPITRE III Résultats et discussion

50 | P a g e

III.3.2.3.1. Fatigue d'éprouvette en composite à fibre de carbone

Figure III.9 : Courbe de fatigue d'éprouvette en composite à fibre de carbone

Interprétation :

La Figure III.9 présente le déroulement de fatigue Oligo cyclique (à faible nombre de cycles) sur un stratifié à base de fibre de carbone, de contrainte de répétition de plus de 50% de contrainte max de rupture (350Mpa), à la fin de test, l'essai de traction jusqu'à la rupture est appliqué. En comparaison avec le comportement en traction avant fatigue, comme il est montré dans la Figure III.10, nous constatons que les propriétés mécaniques ne sont pas affectées, ni en termes de déformation, ni en termes de résistance, ce qui preuve la performance élevée de stratifié en fibre de carbone par rapport au stratifié à base de fibre de verre. D'ailleurs les parties fortement sollicitées dans l'aéronefs sont élaborés par les composites à base de fibre de carbone.

Figure III.10 : Comportement en traction avant et après fatigue-carbone

CHAPITRE III Résultats et discussion

51 | P a g e

III.3.3. Caractérisation par ultrasons

L'objectif de ce travail basé sur le contrôle non destructif par ultrason des éprouvettes à base de fibre de verre et à base de fibre de carbone et comparer les résultats trouvés avec valeurs calculés par essai de traction.

s Mesure longitudinale

amplitude(mV)

amplitude(mV)

-1000

-2000

4000

3000

2000

1000

-1000

-2000

3.60E-05 3.68

4000

3000

2000

1000

0

3.60E-05 3.68

0

E-05

E-0

3.71E-05, 3260.31

3.71E-05

3.76E-05 3.84

3.76E-05 3.84

temps(s)

temps (s)

3.82E-05; 728.75

E-05 3.92E-05 4.00

E-05 3.92E-05 4.00

3.85E-05, 718.281

E-05 4.08E-05

E-05 4.08E-05

b

a

Figure III.11 : Signaux longitudinales - a. composite à fibre de carbone b. composite à

fibres de verre

Les résultats des vitesses longitudinales sont indiqués dans le Tableau III.6, Après l'utilisation de la formule mathématique (II.3) suivante :

2e

v= At ... ... ... ... ... (3)

Ou les deux points représentent le temps de parcours aller-retour des ondes ultrasonores à travers l'éprouvette.

Calcul numérique : At_v= 3.82 10^-5 - 3.71 10^-5 = 1.1 ts VLv= 3818.18 m/s

At_c= 3.85 10^-5 - 3.71 10^-5 = 1.4 ts VLc= 3142 m/s

·

CHAPITRE III Résultats et discussion

52 | P a g e

Mesure transversale

1.5

a

3.52E-06, 0.129102

1.01E-06, 0.126445

amplitude (v)

1

0.5

0

E-06 1.00E-05

0.5

1

1.5

temps (s)

- 2.00E-06 0.00E+00

2.00E-06 4.00E-06 6.00E-06 8.00

b

3.5

2.24E-06, 1.22055

4.20E-06, 1.37016

2.5

1.5

0.5

- 1.00E 0.506 1.00

E-06 9.00E-06 1.10

E-05 1.30E-05 1.50

E-05

1.5

- 2.5

- 3.5

E 06 3.00E 06 5.00E-06 7.00

Figure III.12 : Signaux transversales - a. composite à fibre de carbone
b. composite à fibre de verre

v De la même façon que la mesure longitudinale on mesure les vitesses transversales. A partir des formules (II.4) (II.5), on déduit les paramètres d'élasticité comme suit :

??= ??????^2			3????^2 - 4????^2 ????^2 - ????^2
??=	1 2	????^2		-	2????^2
		???? 2		-	????^2

CHAPITRE III Résultats et discussion

53 | P a g e

Tableau III.6 : Paramètres élastiques déterminés par ultrason

Paramètre	Stratifié Carbone/époxy	Stratifié Verre/époxy
Epaisseurs (mm)	2.1	2.1
Masse volumique p (kg/m^3)	1520	1720
Vitesse longitudinale (m/s)	3142	3818
Vitesse transversale (m/s)	1673	2142
Module e Young E (GPa)	11.56	20.05
Module de poisson ?	0.3	0.27

Interprétation :

Les résultats trouvés par ultrason sont proches à celle calculés par essai de traction pour le cas de stratifié à base fibre de verre. Par contre, les valeurs trouvées par ultrason sont très lion de valeurs expérimentaux trouvés par l'essai de traction dans le cas des fibres de carbone, ce qui montre les limites de cette technique pour les matériaux composites à haute performance comme le cas des fibres de carbone, car ces matériaux sont très légers d'une part, ce qui donne des valeurs limitées de vitesse ultrasonores, et, d'autre part, présente des performances mécaniques incontournables pour utilisation aéronautiques.

III.4. Validation des résultats expérimentaux par simulation

L'analyse est faite par un modèle de simulation avec un outil de recherche nommé Abaqus qui aide à : la modélisation, la simulation des différents phénomènes physiques (mécanique, transfert thermique, MDF ...) et l'exploitation de leurs résultats.

Le composite choisi pour la simulation est le composite Epoxy/Tissu de carbone car le tissu a une architecture plus simple que celle du verre. Dans cette partie de simulation on va expliquer les déférentes étapes de modélisation et simulation pour l'analyse mécanique (essai de traction) et présenter les résultats trouvés.

III.4.1. Définition

L'Abaqus est une suite de puissants programmes de simulation d'ingénierie, basées sur la méthode des éléments finis, qui peuvent résoudre des problèmes allant d'analyses linéaires relativement simples aux simulations non linéaires les plus difficiles. Abaqus contient une vaste bibliothèque d'éléments qui peuvent modéliser pratiquement n'importe quelle géométrie. Il dispose d'une liste tout aussi étendue de modèles de matériaux qui permettent de simuler le comportement de la plupart des matériaux d'ingénierie les plus

CHAPITRE III Résultats et discussion

54 | P a g e

courants, y compris les métaux, le caoutchouc, les polymères, les composites, le béton armé, ainsi que les matériaux géotechniques tels que les sols et les roches. Conçu comme un outil de simulation, Abaqus peut être utilisé pour étudier plus que les problèmes structurels (contraintes/déplacements). Il peut simuler des problèmes dans des domaines aussi divers que le transfert de chaleur, la diffusion de masse, la gestion thermique des composants électriques etc^[4]. Vous trouvez dans la figure ci-après un aperçu détaillé des composants de l'interface du logiciel ABAQUS et des principaux contrôles.

Figure III.13 : Composants de l'interface du logiciel ABAQUS

III.4.2. Organisation de l'interface ABAQUS/CAE

III.4.2.1. Modules

ABAQUS/CAE est divisé en unités fonctionnelles appelées modules, chaque module contient les outils qui sont propres à une partie de la tâche de modélisation. La réalisation complète d'un jeu de données s'effectue après un passage successif dans les modules, qui sont par ordre :

1. Module " PART "

Le module Part permet de créer tous les objets géométriques nécessaires à notre problème, soit en les dessinant dans ABAQUS CAE, soit en les importants d'un logiciel de dessin tiers (SolidWorks par exemple).

CHAPITRE III Résultats et discussion

55 | P a g e

Figure III.14 : Module de création de la géométrie

2. Module "PROPERTY "

Le module Property permet, comme son nom l'indique, de définir toutes les propriétés d'un objet géométrique ou d'une partie de ces objets. (Nombre de couches,

densité, E, ).

Figure III.15 : Module d'introduction des paramètres de matériaux

3. Module "ASSEMBLY "

Ce module permet d'assembler les différents objets géométriques créés dans un même repère de coordonnées global.

CHAPITRE III Résultats et discussion

Figure III.16 : Module d'assemblage géométrique

4. Module "STEP "

Ce module permet de définir toutes les étapes et les requêtes pour le post traitement, c'est à dire le moment (temps) à partir duquel une force est appliquée et jusqu'à quand, il est aussi possible de créer des forces ou des conditions limites qui s'activent à des moments donnés.

Figure III.17 : Phase de création des sollicitations

56 | P a g e

5. CHAPITRE III Résultats et discussion

57 | P a g e

Module " INTERACTION "

Grâce à ce module, il est possible de spécifier toutes les interactions entre les différentes parties et régions du modèle, qu'elles soient mécaniques, thermiques ou autres. Il faut savoir qu'ABAQUS ne prend en compte que les interactions explicitement définies, la proximité géométrique n'étant pas suffisante.

On a choisi un point de référence pour concentrer les forces en lui par l'outil Coupling.

Figure III.18 : Module d'interaction

6. Module "LOAD "

Le module Load permet de spécifier tous les chargements, conditions limites et champs. Il faut savoir que les chargements et les conditions limites sont dépendants des steps, par exemple une force est appliquée au step 1 mais inactive au step 2.

Dans cette étape on fixe les talons de l'éprouvette, (Encastrer en bas et le déplacement en haut est suivant Y)

CHAPITRE III Résultats et discussion

Figure III.19 : Phase des conditions limite et chargement

7. Module "MESH "

Ce module contient tous les outils nécessaires pour générer un maillage par la méthode des éléments finis sur un assemblage.

Figure III.20 : Phase de maillage

58 | P a g e

8. CHAPITRE III Résultats et discussion

Module "JOB "

Une fois que toutes les tâches de définition du modèle ont été réalisées, il faut utiliser le module Job pour analyser ce modèle. ABAQUS va alors réaliser tous les calculs nécessaires et en tirer des résultats.

Figure III.21 : Phase de lancement de simulation

9. Module " VISUALIZATION "

Ce module permet de visualiser le modèle et les résultats, les courbes de charges, les déformations... etc

Figure III.22 : Phase consultation des résultats

59 | P a g e

CHAPITRE III Résultats et discussion

60 | P a g e

10. Module "SKETCH "

Ce module permet de créer des formes bidimensionnelles qui ne sont pas associés à un objet. Il peut être utilisé pour des extrusions par exemple (Nous ne l'avons pas utilisé).

Figure III.23 : Module de création bidimensionnelle

III.4.3. Modélisation numérique (MEF)

Afin de modéliser numériquement l'essai de traction du matériau étudié, un modèle numérique basé sur la méthode des éléments finis (MEF), a été réalisé à l'aide du logiciel commercial ABAQUS 2019, dans le but de valider les résultats expérimentaux. La géométrie et les conditions aux limites ont été choisies en fonction des conditions expérimentales (ASTM), la partie inférieure du modèle est fixe dans tous les degrés de liberté, tandis que la partie supérieure a une liberté dans la direction des fibres. Comme le montre la Figure III.25, qui indique également le type de maillage et nombre des couches choisie.

La taille de l'élément dans la partie médiane (zone de dommages attendus) est de (1 mm x 1 mm), et le reste de l'échantillon de (2 mm x 2 mm). Le maillage a été créé à l'aide d'une double courbe mince ou épaisse (S4R) à 4 noeuds, affinant jusqu'à 2368 éléments et 2448 noeuds, afin d'obtenir une bonne précision du calcul numérique qui est lié à la qualité du maillage.

CHAPITRE III Résultats et discussion

Figure III.24 : Dimensions du modèle numérique.

Tableau III.7 : Paramètres géométriques et mécaniques utilisés

Longueur L [mm]	Largeur b [mm]	Épaisseur h [mm]	Young's modulus E [GPa]	Density p [ ]	Coefficient de Poisson
250	25	2.1	51.5	1.521	0.24

61 | P a g e

(a) (b) (c)

Figure III.25 : Modèle éléments finis

(a) conditions aux limites, (b) maillage utilisé et (c) nombre de couches.

v L'objectif de la simulation ABAQUS du composite stratifié (carbone/époxy) est de prédire la réponse de l'essai de traction, puis de les comparer et de les vérifier avec les résultats expérimentaux.

CHAPITRE III Résultats et discussion

62 | P a g e

III.4.4. Comparaison entre les résultats expérimentaux et numériques.

Les résultats obtenus par la méthode des éléments finis ont été comparés aux résultats expérimentaux pour valider la précision du modèle numérique comme le montre la figure suivante

Figure III.26 : Comparaison entre les résultats expérimentale et numérique.

Sur la base de cette comparaison, on observe que les graphes ont presque la même pente, ce qu'implique que les valeurs obtenues à partir des tests expérimentales et numériques sont très similaires, avec un faible pourcentage d'erreur.

Après la validation réussie de modèle par simulation, on peut jouer sur les paramètres géométrique et mécaniques qu'on veut changer sans refaire l'expérimentale à chaque fois, en changeant par exemple l'orientation des fibres et le nombre des couches de notre composite et voir leur influence sur les propriétés mécaniques. Cette méthode nous permet de gagner de temps et d'économiser les outils pour les tests expérimentales.

III.5. Conclusion

D'après la caractérisation physique et mécanique sur la matrice seule, on déduit sa température de service par la méthode ATD/ATG. Et en faisant l'essai de traction, on trouve que la résistance en traction, et le module d'Young sont très bonnes pour une matière polymère, c'est pour ça la résine époxy est choisie comme matrice associée aux fibres pour être en adéquation avec la règlementation aéronautique internationale.

La légèreté des composites aéronautique est dû à leur faible densité ainsi en conservant leur excellente propriété mécanique à cause de taux de fibres élevés.

CHAPITRE III Résultats et discussion

63 | P a g e

On déduit d'après les essais mécaniques sur les éprouvettes, que la résistance des composites à fibres de carbone en traction et à la fatigue est meilleure que celle qui est à fibre de verre, mais vu que le paramètre diélectrique est important dans la sécurité des vols, sachant que l'avion est soumis à des risques causés par les courants électriques, on explique l'utilisation majoritaire sur fuselage et aile d'avion de la fibre de verre comparativement à la fibre de carbone qui sont utilisables dans les parties hautement solliciter dans l'avion.

Les résultats trouvés par ultrason sont proches à celle calculée par essai de traction pour le cas de composite à fibres de verre en comparant la valeur de module de Young par ultrason Eultrason=20.05 GPa avec Etraction=19.16 GPa, ce qui permet d'utiliser cette technique comme un moyen de calculer les paramètres élastiques sans détruire le matériau mais seulement pour les matériaux denses et ce n'est pas le cas pour le composite à fibres de carbone.

Comparant les deux graphes (Simulation/expérimental) on trouve presque la même pente, avec des valeurs très similaires.

CHAPITRE III Résultats et discussion

64 | P a g e

Références du chapitre III

1. Chapuis, D., V. Aerts, and R. Bonneville, Chapitre 4: Les nouveaux matériaux
composites pour l'aéronautique par Vincent Aerts, in Chimie, aéronautique et espace. 2021, EDP Sciences. p. 75-84.

2. Basaid, Djamel. Simulation Numérique Du Comportement Macroscopique Des
Matériaux Hétérogènes À Matrice Élastique Et Inclusion Élastoplastique Pour L'utilisation En Construction Aéronautique. 2019. Université M'hamed Bougara - Boumerdes, Thèse de Doctorat.

3. Belgacem, L., et al., Experimental investigation of notch effect and ply number on
mechanical behavior of interply hybrid laminates (glass/carbon/epoxy).

Composites Part B: Engineering, 2018. 145: p. 189-196.

4. Systèmes, D., 'Getting Started with Abaqus Interactive Edition version 6.8'.
Dassault Systèmes Simulia Corp, 2008.

5. Aribi, C., Étude comparative du comportement des différents matériaux composites
(différentes matrices), 2012, Université de Boumerdès-M'hamed Bougara.

CONCLUSION GENERALE

CONCLUSION GENERALE

Ce travail est réalisé au niveau de différentes institutions, à savoir : Air Algérie pour

l'élaboration des composites, CRTI, CNERIB et UR-MPE pour le contrôle et pour la caractérisation des matériaux élaborés. L'objectif de base est de clarifier le comportement de ces composites destinés à l'aéronautique d'une part, et de classer les techniques d'analyse et de caractérisations adéquates d'une autre.

Notre étude nous a permis de tirer les conclusions suivantes :

+ D'après la caractérisation physique sur la matrice seule, on déduit son domaine de service par la méthode ATD/ATG, ce domaine ne doit pas dépasser la température de transition vitreuse, en plus, cette matrice doit être stable en termes de déformation pour les températures inférieures à Tg.

+ En faisant l'essai de traction, on trouve que la résistance en traction, et le module d'Young sont très bons pour une matière polymère, le domaine élastique est très important, c'est pour ça que cette résine époxy est choisie comme matrice associée aux fibres pour être en adéquation avec la règlementation aéronautique internationale.

+ Les sollicitations mécaniques sont supportées par le renfort, tandis que la matrice époxy assure la forme et la transmission des contraintes vers les renforts.

+ Les composites à fibres de verre sont moins performants d'où leurs modules de Young est inférieur à celle que ceux renforcés par des fibres en carbone. Mais sont utilisable dans le fuselage d'avion à cause de leur caractère diélectrique et leur résistance à la déformation.

+ Les composites à base de fibre de carbone présentes des résistances mécaniques très élevés, et une endurance dépasse 50% de la contrainte ultime dans le cas des sollicitations par fatigue, par contre les stratifiés à base de fibre de verre sont limité en termes d'endurance. Une prudence obligatoire doit être considérés dans les parties à base de ce renfort dans l'aéronef, le contrôle périodique est obligatoire.

+ La légèreté des composites aéronautiques est dûe à leur faible densité ainsi en conservant leurs excellentes propriétés mécaniques, ce qui limite les techniques de caractérisation par ultrason qui est très souvent utilisé dans l'aéronautique, car cette technique est basée essentiellement sur les matériaux les plus denses tel que les métaux.

65 | P a g e

v La simulation est une technique satisfaisante car elle donne des résultats très proches de la réalité, ce qui permet d'exploiter cette technique pour étudier et formuler les meilleures architectures des structures composites sans aller vers l'élaboration et le tâtonnement, ce qui permet d'être efficace et économique.

Les matériaux composites sont actuellement en cours de développement pratique dans divers domaines, et sont la source de toutes sortes de défis des réalisations high-tech. D'où dans le domaine de l'aéronautique spécialement ou le pourcentage de ce type de matériau dépasse 50% pour les avions de la nouvelle génération.

Résume bien le rôle clé de la physique des matériaux dans l'étude et le développement des matériaux composites. D'un côté nous avons l'aspect virtuel (la simulation par ordinateur), et de l'autre côté l'aspect expérimental.

Perspectives

L'industrie aéronautique est un environnement où la recherche et l'utilisation de nouveaux matériaux jouent un rôle clé. Beaucoup de travail reste à faire pour optimiser leur utilisation, notamment en ce qui concerne l'introduction des nanomatériaux dans la construction aéronautique. Ainsi pour la recherche, il s'agit de continuer à développer des résines pour augmenter la performance des composites destinés aéronautique.

66 | P a g e

ANNEXE

ANNEXE

1. FIBRES DE VERRE

Les fibres de verre sont peu coûteuses en production, et constituent le renfort le plus utilisé actuellement. Leur fabrication se fait en général par étirage décrit par la figure ci-dessous. Les oxydes minéraux constituant la matière première (silice, alumine, etc.) sont mélangés en proportion voulue suivant le type de fibres de verre désiré (voir tableau II.1.). Ce mélange est ensuite porté à très haute température (Environ 1250°C). A cette température, la viscosité du verre permet un écoulement par gravitation à travers la filière sous forme des fibres de quelques dixièmes de millimètres. A la sortie de la filière le verre en phase plastique est simultanément étiré à grande vitesse (de l'ordre 250 m/s) et refroidi, les conditions des refroidissements et de vitesse d'étirage permettent d'obtenir des fibres sous forme de filaments de diamètres calibrés^[1] . Ces filaments isotropes sont ensimés pour optimiser l'adhésion de la matrice, puis assemblés pour former les fils, eux-mêmes stockés sous forme de bobine appelée gâteau. Le gâteau est alors étuvé, pour éliminer l'eau résiduelle et pour stabiliser l'ensimage. Les fibres de verre ainsi obtenues sont amorphes, ce qui leur confère des caractéristiques mécaniques parfaitement isotropes.^[2]

Figure.1. Procédé de fabrication des fibres de verre

II | P a g e

2. FIBRES DE CARBONE

Les fibres de carbone ont de très fortes propriétés mécaniques et sont largement utilisées dans les composites HP, élaborées à partir de l'un des trois précurseurs suivants : la rayonne, le brai de pétrole, et le poly acrylonitrile [(CH2-CH-CH) n] noté (PAN). Les fibres de carbone utilisées comme des renforts sont produites à partir de brai de mésophase ou de PAN, en commençant tout d'abord par le traitement thermique de brai isotope afin d'orienter les molécules poly aromatiques. Ensuite, le filage et l'étirage de cette mésophase sont réalisés pour l'obtention des fibres ; ces dernières sont composées de 90 à 70 % de carbone, moins de 10 % d'azote, environ, 1% d'oxygène et moins de 1% d'hydrogène. La fabrication des fibres de carbone à partir de PAN passe par quatre étapes : Oxydation, carbonatations, graphitisation et traitement de surface [3]

a. Oxydation

Les fibres acryliques étant fusibles, la phase d'oxydation a pour but de supprimer artificiellement le point de fusion ; cette opération est effectuée en chauffant les fibres à environ 200 à 300 c° en atmosphère oxygéné pendant 0.5 à 3h. Il se produit alors une oxydation conduisant à une réticulation des chaines moléculaires et à la création d'un réseau tridimensionnel.

b. Carbonatation

Consiste à chauffer progressivement les réticulées de 300 °C à 1100 °C environ, en atmosphère inerte. Il y a alors élimination de l'eau et de l'acide cyanhydrique, seuls les carbones étant conservés dans la chaîne. Les fibres obtenues après cette phase ont de bonnes caractéristiques mécaniques et peuvent être utilisées après traitement des surfaces. Ces fibres sont alors dénommées fibres HR (haut résistance) ou fibres HT (haut ténacité).

c. Graphitisation

Cette phase est utilisée lorsqu'on souhaite obtenir des fibres à module de Young élevé ; cette phase consiste à effectuer, à la suite de la carbonatation, une pyrolyse des fibres en atmosphère inerte jusqu'à 2600°C ou à des températures supérieures ; la graphitisation provoque une réorientation des réseaux hexagonaux de carbone suivant l'axe des fibres, ce qui aboutit à une augmentation du module de Young. Toutefois, simultanément à cette réorientation, des défauts se créent dans la structure, entraînant une diminution de la contrainte à la rupture. Suivant le taux de graphitisation, on distingue deux types de fibres : fibres à haute résistance (HR) pour une combustion à 1500 °C, et fibres haut module (HM) pour une température de combustion de 1800 à 2000 °C [4]

III | P a g e

d. Traitement de surface

Il consiste en un traitement de surface par oxydation ménagée en milieu acide (nitrique ou sulfurique). Cette phase a pour objet d'accroitre la rugosité des filaments. Un traitement final par ensimage effectué à l'aide d'une dispersion aqueuse spécifique comportant un agent antistatique, permet d'assurer différents rôles telle que la compatibilité de la liaison fibre - matrice et la protection contre l'abrasion générée par la mise en oeuvre (frottement contre pièces métalliques).

Figure.2. Procédé de fabrication des fibres de carbone à partir de (PAN).

3.

LES UNITES UTILISES EN ABAQUS

Figure.3. Les unités utilisées en Abaqus

4. MESURE DES PARAMETRES ELASTIQUE PAR ULTRASON

2_ E(1-u)₂₌ E

On a VL -- p(1+u)(1-2u) VT 2p(1+u)

Trouvons E

2 3E(1-u) 3VL - 4 V= p(1+u)(1-2u)	4E
	2p(1+u)

=

=

=

IV | P a g e

3E(1-u)-2E(1-2u)

p(1+u)(1-2u) 3E-3Eu-2E+4Eu

p (1+u)(1-2u) E+Eu

p(1+u)(1-2u)

= ??(1+u)

??(1+u)(1-2u)

3VL^2- 4 VT^2 = ?? ??(1-2u)
??(1-u) VL ^2- VT2= ??(1+u)(1-2u)	??
	2??(1+u)

2??(1-u)-??(1-2u) ?? (1+u)(1-2u)

2??-2??u-E+2??u

??(1+u)(1-2u) (simplification)

??

VL 2- VT2=

2??(1+u)(1-2u)

Calculons le rapport 3VL2 4?? 22 = E . 2?? (1+u)(1-2u)

???? --VT ??(1-2u) ??

= 2(1 + u)

??

?????? 2 3???? 2-4????2

?? 2

??2-????2 = ?? ??(1-2u) (2(1 + u)) = E

²-4????²

?? = ?????? 2 3???? ????2-????2

Finalement

Trouvons u

VL ^2- 2VT2= ??(1-u) ??(1+u)(1-2u)	2??
	2??(1+u)

V | P a g e

??(1-u)-??(1-2u) ?? (1+u)(1-2u)

??(1-u)-??(1-2u) ?? (1+u)(1-2u)

??-??u-??+2??u

?? (1+u)(1-2u)

VL ²- 2VT² = ??u

??(1+u)(1-2u)

?? =	1	???? ^2-2????^2
		^2???? 2-????2

1 ???? ²-2????²

2???? 2-????2

Finalement

1 ??u

2??(1+u)(1-2u) ·

2??(1+u)(1-2u) = u

??

VI | P a g e

Références annexe

1. Guillon, D., Fibres de verre de renforcement. Techniques de l'ingénieur. Plastiques
et composites, 1995(A2110): p. A2110. 1-A2110. 15.

2. Aribi, C., Étude comparative du comportement des différents matériaux composites
(différentes matrices), 2012, Université de Boumerdès-M'hamed Bougara.

3. Wang, P., Étude numérique et expérimentale de procédé d'élaboration des
matériaux composites par infusion de résine, 2010, Saint-Etienne, EMSE.

4. Davim, J.P., Book Review: Machining of Polymer Composites by Jamal Y. Sheikh-
Ahmad. International Journal of Machining and Machinability of Materials, 2009. 6(3-4): p. 322-323.