| Summary: | L'utilisation des matériaux composites en proportion grandissante dans les structures des avions de nouvelle génération oblige, pour des questions de sécurité et de coûts, les constructeurs à établir des règles de dimensionnement prenant en compte les spécificités du comportement physique en général, mécanique en particulier, du comportement des structures composites. Ce projet concerne la tolérance aux dommages sur assemblages boulonnés des plaques à fibres de carbone Module Intermédiaire/matrice époxy T800/M21. Dans un premier temps, le comportement mécanique de ces liaisons boulonnées a été étudié grâce à des essais de traction sur éprouvettes représentatives de plaques aéronautiques assemblées en simple recouvrement. La seconde partie de l'étude a consisté à impacter des assemblages en simple recouvrement proche d'une ligne de fixation, de comprendre et de modéliser la tenue résiduelle en traction après impact. La dernière partie décrit l'effet d'impact à basse vitesse sur le comportement des éprouvettes en tension initiale (pour simuler le comportement en fonctionnement de l'assemblage) en utilisant un montage spécifique, pour comparer l'effet des impacts avec et sans tension initiale sur la tenue résiduelle de l'assemblage. Enfin, une modélisation numérique par éléments finis introduisant l'endommagement et la rupture à l'échelle du pli, a permis de réaliser des comparaisons essais-calculs sur un assemblage et une stratification. Le modèle permet de retranscrire les phases d'endommagement rupture relevées expérimentalement. Il constitue une base pour une suite du développement futur des modèles. === The proportion of use of composites materials in the structures of the new generation airplane is growing, for the questions of safety and costs, the manufacturers have established rules of sizing taking into account generally the specificities of the physical behavior, mechanics in particular, behavior of the composite structures. This project concerns the tolerance in damage on assemblies screwed by plates with intermediate modulus fiber carbon / epoxy matrix T800 / M21. As a first time, the mechanical behavior of bolted junctions was studied thanks to essays of traction on representative specimens of aeronautical plates assembled in single lap shear (SLS) joint. The second part of the study is consisted to impact on the assemblies in single lap close to a fastening line, understanding and modeling the residual tensile strength after impact.The last part describes the effect of low speed impact on the specimens behavior which have been submitted to initial tension (to simulate the behavior in operation of the assembly) using a specific test, to compare the effect of the impacts with and without initial tension on the residual behavior of the composite bolted joint. Finally, a numerical finite element model with a ply damage and failure behaviors, made it possible to make comparisons between tests and numerical computations for a specific lay-up. The model shows the different phases of damages and failures observed experimentally. It provides a good basis for further development of these numerical models.
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