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Languages: French
Types: Article
Subjects: Structure composite, Tolérance aux dommages, Impact basse vitesse, CAl, Délaminage, 620.1
L’objet de ce travail de recherche est d’étudier l'influence des protections thermiques sur la tolérance aux dommages des structures composites utilisées sur les parties hautes de lanceurs. Il s’agit d’analyser les mécanismes de dégradation de structures composites protégées thermiquement, susceptibles de subir des dommages d’impact basses vitesses, et de déterminer l'influence de la protection sur la tenue résiduelle de la structure composite impactée. Les matériaux utilisés sont des matériaux composites haut module « HM », utilisés dans la fabrication des structures de lanceurs, et haute résistance « HR » afin d’avoir une référence bien connue dans le monde aéronautique. L'étude du comportement à l'impact de plaques composites monolithiques et sandwiches, munies ou non de protection thermique est réalisée dans un premier temps. Un dispositif de poids tombant a été conçu au laboratoire de Supaéro selon les normes Airbus AITM 1-0010. Les contrôles ultrasonores, ainsi que les observations micrographiques des éprouvettes endommagées montrent que la protection thermique a une influence sur la taille ainsi que sur la répartition des délaminages dans le stratifié. Un modèle éléments finis, basé sur l'introduction de différents critères pour chaque mode d'endommagement, est développé en parallèle. Ce modèle montre que la chronologie de l'apparition des différents modes d'endommagement varie entre une plaque nue et une plaque avec protection. Le comportement résiduel des éprouvettes endommagées est ensuite déterminé. Des essais de compression après impact sont effectués et mettent en évidence deux paramètres comme pilotant le comportement en CAI : la surface délaminée combinée avec la position dans l'épaisseur du stratifié ; la profondeur d’empreinte mesurée sur le composite. Un modèle éléments finis est développé afin de mieux comprendre les mécanismes d'endommagement des éprouvettes sollicitées et donne une bonne prédiction de la contrainte résiduelle. This study concerns the influence of thermal shields on the damage tolerance of composite structures used in the upper parts of launchers. It analyses the damage mechanisms of shielded composite structures due to low velocity impacts as well as the influence of the thermal shield on the residual strength of the impacted structure. The materials used are high modulus composites "HM" used in the laucher's manufacturing, and high strength composites "HR" considered as a well known reference in aeronautics. First, the study of the impact behaviour is realised on monolithic and sandwich composites panels, with and without thermal shield. A drop weight setup was designed in Supaero's laboratory according to Airbus norms AITM 1-0010. US controls and micrographic observations of the damaged specimens show that the thermal shield has an influence on the size and on the distribution of the delaminations in the composite laminate. A finite element model, based on different criteria for each damage mode, is developed in parallel. This model shows that the chronology of a different damge modes varies between the shielded and the unshielded panels. The residual behaviour of the impacted specimens is then analysed. Post-impact compression tests are carried out. These tests highlights two parameters governing the CAI strength of the impacted structures : the delaminated area combined to its thickness-wise position, the indentation depth measured directly on the composite laminate. A finite element model is developped in order to explain the damage mechanisms of the loaded specimens. This model gives a good prediction of the residual strength.
  • No references.
  • No related research data.
  • No similar publications.

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