Abstract FR:

Les sollicitations auxquelles sont soumis les vehicules dans le monde de l'aeronautique sont de plus en plus severes. On s'interesse au choc thermique qui affecte une partie de structure, comme par exemple un empennage durant une phase de rentree atmospherique ou d'acceleration rapide. Pour cela, on etudie la reponse de plaques, homogenes ou composites, soumises a un echelon de flux de chaleur, normal ou parallele. Nous privilegions les composites ti-6al-4v/sic qui ont un fort potentiel dans l'aeronautique. Nous presentons des resultats analytiques, numeriques et experimentaux. Nous avons en general considere des lois de comportement simples en thermoelasticite lineaire. Nous etudions le cas d'une plaque homogene pour un materiau orthotrope en caracterisant l'evolution du champ de temperature et la reponse mecanique de la plaque. Nous etendons ces resultats au cas d'une plaque composite en indiquant la possibilite d'utiliser les proprietes equivalentes du composite et les risques rencontres quand la plaque composite comporte peu de fibres dans l'epaisseur. Aussi, nous presentons des resultats obtenus a l'echelle locale. Dans le cas ou la repartition des fibres dans le composite presente une dissymetrie dans l'epaisseur, nous tenons compte de l'effet bilame a travers un terme supplementaire de courbure. Un montage experimental a permis de mesurer la temperature moyenne et la courbure d'une plaque soumise a un creneau de flux de chaleur. On trouve un bon accord entre la theorie et l'experience, aussi bien pour des plaques homogenes de ti-6al-4v que pour des plaques composites de ti-6al-4v/sic. Pour des flux intenses, des experiences de choc thermique en four solaire ont montre que, malgre un endommagement localise caracterise par des decohesions et des fissures, qui s'expliquent par l'existence de contraintes dues a la difference des coefficients de dilatation thermique entre la fibre et la matrice, les ti-6al-4v/sic ont une bonne tenue au choc thermique.