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
1er 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 2ème 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 3ème 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)
| 
