La tendance à l'endommagement sous chocs répétés de structures composites est, dans bien des cas, le paramètre de dimensionnement. Il est donc impératif de connaître le comportement de ces matériaux lors d'un chargement de fatigue par chocs. Les dommages induits par les impacts multiples provoquent une perte de rigidité et de résistance d'autant plus prononcée que le nombre d'impacts est grand ou que l'énergie d'impact est importante. L'objectif de ce travail est de montrer l'influence comparée du nombre d'impacts et de l'énergie d'impact sur la rigidité résiduelle en flexion des composites verre / époxy tissu satin de 8 impactées répétitivement à basse vitesse d'impact. Cela permet de dégager quelques informations quant à l'évolution de la rigidité de flexion et par suite définir et suivre la variation de la variable d'endommagement D, et ainsi de préciser la relation étroite entre cette perte de rigidité et les mécanismes de dommages mis en jeu. Ensuite nous nous attachons à expliquer les différentes étapes par lesquelles passent la rigidité des plaques et donc son endommagement, particulièrement la zone correspondant à la saturation du délaminage

AZARI, Zitouni

AZOUAOUI, Krimo

BENMEDAKHENE, Salim

LAKSIMI, Abdelouahed

PLUVINAGE, Guy

I-Revues

18ème Congrès Français de Mécanique Grenoble, 27-31 août 2007 
1 
Rigidité résiduelle d’un composite verre/époxy tissu 
endommagé par fatigue par chocs 
 
Krimo Azouaoui1, Salim Benmedakhene2, Abdelouahed Laksimi2, Zitouni Azari3 et Guy Pluvinage3 
 
1Université des Sciences et de la Technologie Houari Boumediene 
Laboratoire de Mécanique Avancée 
BP 32 El-Alia, Bab-Ezzouar 16111 Alger, Algérie 
azouaoui@yahoo.com 
2Université de Technologie de Compiègne 
Laboratoire de Génie Mécanique – Polymères & Composites 
F-60200 Compiègne cedex, France 
3Université de Metz – ENIM 
Laboratoire de Fiabilité Mécanique 
F-57045 Metz, France 
 
 
 
 
Résumé : 
 
La tendance à l’endommagement sous chocs répétés de structures composites est, dans bien des cas, le 
paramètre de dimensionnement. Il est donc impératif de connaître le comportement de ces matériaux lors 
d’un chargement de fatigue par chocs. Les dommages induits par les impacts multiples que subissent les 
matériaux composites en service, provoquent une perte de rigidité et de résistance d’autant plus 
prononcée que le nombre d’impacts est grand ou que l’énergie d’impact est importante. L’objectif de ce 
travail est de montrer l’influence comparée du nombre d’impacts et de l’énergie d’impact sur la rigidité 
résiduelle en flexion des composites verre / époxy tissu satin de 8 impactées répétitivement à basse vitesse 
d’impact. Cela permet de dégager quelques informations quant à l’évolution de la rigidité de flexion et 
par suite définir et suivre la variation de la variable d’endommagement D, et ainsi de préciser la relation 
étroite entre cette perte de rigidité et les mécanismes de dommages mis en jeu. Ensuite nous nous 
attachons à expliquer les différentes étapes par lesquelles passent la rigidité des plaques et donc son 
endommagement, particulièrement la zone correspondant à la saturation du délaminage. 
 
Abstract : 
 
The damage tendency under repeated impacts of composite structures is, in many cases, the dimensioning 
parameter. It is thus imperative to know the behaviour of these materials during impact fatigue loading. 
The damage induced by multiple impacts causes a loss in stiffness and strength all the more marked since 
the number of impacts is large or the impact energy is significant. The objective of this work is to show 
the compared influence of impact number and impact energy on residual bending stiffness of fabric satin 
glass / epoxy composites impacted repeatedly at low impact velocity. That allows to release some 
information as for the evolution of bending stiffness and consequently to define and follow the variation 
of damage parameter D, and thus to specify the close connection between this stiffness loss and the 
damage mechanisms. Then we endeavour to explain the various stages by which the plate stiffness and 
thus its damage pass, particularly the zone corresponding to the delamination saturation. 
 
Mots-clefs :  
 
rigidité résiduelle ; verre / époxy tissu ; fatigue par chocs 
 
 
 
18ème Congrès Français de Mécanique Grenoble, 27-31 août 2007 
2 
1 Introduction 
 
La tenue des structures composites aux sollicitations de type impact est une des 
préoccupations majeures des industries de pointe telles que l’aérospatiale et l’aéronautique. 
Leurs modes complexes d’endommagement, difficiles à cerner, particulièrement les dommages 
induits par les chocs, limitent le champ d’utilisation étendu de ces matériaux. Vu l’utilisation à 
long terme des matériaux composites comme éléments de structure, la recherche sur le 
comportement des dommages générés par les impacts répétés à basse énergie revêt un caractère 
d’importance capitale. L’absence d’une normalisation des essais de fatigue par chocs concernant 
la machine d’essai, les dimensions des éprouvettes, le type et le nombre d’appuis ainsi que la 
géométrie des projectiles, font que ces études sont peu nombreuses et certains résultats semblent 
de fait contradictoires. 
Plusieurs travaux ont portés sur l’influence du nombre d’impacts sur la résistance 
résiduelle des structures composites sollicitées en fatigue par chocs ; nous citons les travaux de 
Wyrick et Adams (1988), Roy et al. (2001), Mouritz et al. (1997). Dans de nombreuses études, 
l’influence de l’énergie d’impact sur la durée de vie en fatigue par chocs est mise en évidence ; 
telles que les études de Shin et Maekawa (1997), Ray et al. (2002), Azouaoui et al. (2007). 
Au cours de cette étude, nous nous attachons à faire apparaître l’effet de l’énergie d’impact 
sur l’endommagement des matériaux composites satin de 8-résine époxy soumis à la fatigue par 
chocs. Ce travail discute le résultat des investigations menées pour identifier et caractériser la 
réponse des plaques composites stratifiées soumises à la fatigue par chocs à de basses vitesses 
d'impact. Des diagrammes sont présentés pour montrer les effets du nombre d'impacts et de 
l'énergie d'impact sur les évolutions de la rigidité de flexion et la variable d’endommagement D, 
et ainsi de préciser la relation étroite entre cette perte de rigidité et les mécanismes de 
dommages mis en jeu. Ensuite nous nous attachons à expliquer les différentes étapes par 
lesquelles passent la rigidité des plaques et donc les niveaux d’endommagement atteints, 
particulièrement la zone correspondant à la saturation du délaminage. 
 
2 Procédure expérimentale 
 
L'étude concerne le comportement aux chocs du verre / époxy tissu satin de 8. Les 
éprouvettes sont constituées d’un empilement de tissus de verre E, satin de 8-résine époxy, de 
masse surfacique 485 g/m2. Les plaques dans lesquelles ont été prélevées les éprouvettes ont été 
réalisées en autoclave par l’O.N.E.R.A de Lille. La superposition de 28 plis a permis d’avoir des 
plaques de 5,5mm d’épaisseur, avec une longueur de 280mm et une largeur de 180mm. 
La machine de fatigue par chocs utilisée dans notre étude se caractérise par son système 
bielle-manivelle, qui transforme un mouvement de rotation continue en un mouvement de 
translation alternatif, et qui permet de fournir des impacts cycliques (se référer à la référence 
Azouaoui et al. (2001) pour plus de détails sur ce dispositif). 
Lors des essais de fatigue par chocs les éprouvettes sont encastrées sur deux bords, et le 
centre des plaques est impacté répétitivement par un projectile cylindrique de 5kg à tête 
hémisphérique de 35mm de diamètre. Un variateur de vitesse permet de modifier la fréquence 
d’impact et par suite l’énergie d’impact. Les niveaux d’énergie sélectionnés sont 3, 4 et 5 J. En 
vu de comparer la rigidité des plaques endommagées par chocs à la rigidité initiale, des essais 
de flexion statiques ont été réalisés. Les plaques sont encastrées sur deux bords de la même 
manière que pour les essais de fatigue par chocs. Le chargement statique est appliqué au centre 
de l’éprouvette, à une vitesse constante de la traverse mobile de 2 mm/min, par un cylindre de 
flexion à tête hémisphérique, identique au projectile des essais de fatigue par chocs. 
 
 
18ème Congrès Français de Mécanique Grenoble, 27-31 août 2007 
3 
3 Résultats expérimentaux et discussion 
 
Les diagrammes charge - déplacement ci-après ont été obtenus grâce aux essais de flexion 
statique réalisés sur les éprouvettes endommagées par chocs, à différentes phases 
d’endommagement. L’objectif étant de caractériser l’endommagement sans aller au terme de la 
rupture, il est utile d’arrêter les essais de fatigue par chocs au bout d’un certain nombre 
d’impacts, puis solliciter la plaque par un essai de flexion statique juste au niveau de la région 
endommagée par les impacts. Cet essai nous permet de quantifier le paramètre post-impacts 
indicateur d’endommagement qui nous conduira à la mesure de la rigidité résiduelle et la 
variable d’endommagement D. Ce paramètre post-impact est défini par le rapport entre la 
charge et le déplacement correspondant, mesurés par l’essai de flexion. On désignera ce 
paramètre par le terme rigidité dans la suite. Hou et Jeronimidis (2000) font de même en 
mesurant la rigidité globale en flexion de plaques composites par un essai quasi-statique de 
flexion. 
Les courbes charge – déplacement des plaques composites (FIG. 1), montrent des pentes 
distinctes caractérisant l’endommagement irréversible des matériaux. Chacune des courbes de 
charge - déplacement correspond à un certain nombre d’impacts. 
0
0,4
0,8
1,2
1,6
0 2 4 6
Déplacement (mm)
Ch
ar
ge
 
(kN
)   
 N=0 impacts
 N=6 234
 N=25 040
 N=49 622
 N=73 739
 N=85 813
 N=97 829
 N=109 161
 N=132 819
 N=193 186
 N=217 798
 N=230 127
 N=236 555
 
FIG. 1 – Diagramme Charge - déplacement d’un verre/époxy tissu satin de 8. 
 
On caractérise la rigidité de flexion du matériau comme suit : 
 
i
i
i d
P
R =          (1) 
Où :  
Ri  - rigidité de flexion du matériau endommagé pour un certain nombre d’impacts Ni, 
Pi  - charge pour N=Ni, 
di  - déplacement correspondant pour N=Ni. 
 
La rigidité résiduelle est grandement altérée par l’influence simultanée de l’énergie 
d’impact et le nombre d’impacts. Les courbes d’évolution de la rigidité avec le nombre 
d’impacts (FIG. 2) pour différents niveaux d’énergie, font apparaître trois zones distinctes. 
 
18ème Congrès Français de Mécanique Grenoble, 27-31 août 2007 
4 
FIG. 2 – Courbes de rigidité du verre/époxy satin de 8. 
 
Par analogie à la définition de l’endommagement introduite par Kachanov (1958), qui 
considère que la propriété dont la détérioration sert d’indicateur de l’endommagement est 
représentée par la perte de rigidité d’un matériau, on caractérise l'endommagement des 
matériaux de l’étude par la variable scalaire D. Celle-ci traduit la perte de rigidité que subissent 
les plaques composites (Azouaoui et al. (2001)). Notre objectif n’étant pas de caractériser 
l’endommagement à l’échelle de la microstructure, mais plutôt en se basant sur une approche 
globale, qui nous renseigne sur l’état général de la structure composite. On définit alors la 
variable endommagement D comme suit : 
 
 
i
i
i
0
i0
d
P
R
R
RR
D =
−
=  : avec           (2) 
 
où :  R0 - rigidité de flexion initiale (matériau non endommagé), 
  Ri  - rigidité résiduelle du matériau endommagé pour N=Ni, 
  Pi  - chargement pour N=Ni, 
  di  - déplacement correspondant pour N=Ni. 
 
Les courbes d’évolution de l’endommagement (FIG. 3), défini par la relation (2), à 
différents niveaux d’énergie, fait apparaître les trois zones précédemment indiquées. 
 
La zone I correspond à la formation et multiplication des délaminages à travers plusieurs 
interfaces. Dans la seconde zone un phénomène de stagnation des surfaces de délaminage est 
observé, alors que la dernière zone des courbes d’endommagement se manifeste par la rupture à 
grande échelle des fibres et la fissuration des plis. 
La zone de formation et multiplication du délaminage (I) montre que la perte de rigidité est 
très prononcée et le délaminage apparaît dès les premiers cycles de chargement par chocs. 
Celui-ci prend naissance en premier lieu dans l’interface la plus éloignée du point d’impact (i.e., 
interface du dernier pli) puis de nouvelles surfaces délaminées se créent au niveau des autres 
interfaces. Deux processus ont lieu simultanément dans cette zone ; la propagation de la surface 
0
0,2
0,4
0,6
0,8
0 1 2 3 4 5
Nombre d'impacts (x105)
Ri
gi
di
té
 
Ré
sid
u
el
le
 
(kN
/m
m
)   
. 3J
4J
5J
I II 
III 
18ème Congrès Français de Mécanique Grenoble, 27-31 août 2007 
5 
délaminée correspondant à la dernière interface et le développement de nouvelles surfaces de 
délaminage dans les autres interfaces. 
FIG. 3 – Courbes d’endommagement du verre/époxy satin de 8. 
 
Il faut tout de même noter d’autres types de dommages qui apparaissent dans cette zone 
tels que ; le poinçonnement du point d’impact qui révèle une empreinte laissée par le projectile 
sous forme de cratère, de très petites fissures non débouchantes autour du point d’impact et dans 
la face non impactée, un dôme de flexion à l’arrière des plaques. Ainsi, l’évolution croissante de 
la courbe d’endommagement dans cette zone est principalement due à la formation et la 
multiplication du délaminage à travers diverses interfaces. 
 
Après un certain temps de chargement par chocs, sous une même énergie d’impact, la 
rigidité résiduelle reste constante ainsi que le paramètre D, et un phénomène de stagnation des 
surfaces de délaminage apparaît (zone II), ce qui a pour effet de ralentir aussi bien la 
propagation du délaminage mais aussi le développement d’autres surfaces délaminées ; c’est le 
palier de saturation du délaminage. Saturation, parce que l’énergie d’impact initiale n’arrive 
plus à propager les délaminages étant donné que le contour (frontière) des surfaces délaminées 
est loin de la zone d’impact en plus du tissage qui agit comme un obstacle au développement du 
délaminage. Cette énergie est consommée en grande partie par déformation élastique de la 
plaque, en poinçonnement de la zone d’impact, et en d’autres dommages minimes qui n’ont pas 
d’influence sur la rigidité des plaques évaluée par l’essai de flexion. 
 
Dans la troisième zone relative à la rupture de fibres et fissuration des plis (III), on constate 
une chute franche des valeurs de rigidité correspondant à une accélération de l’endommagement 
jusqu’à la rupture finale. La dégradation des matériaux ne s’accélère que si l’énergie d’impact 
est augmentée jusqu’à une valeur suffisante pour rompre les fibres, fissurer les plis participants 
dans la résistance globale des stratifiés et créer d’autres surfaces de délaminage avec 
propagation de celles déjà existantes. On constate que l’endommagement est d’autant plus 
prononcé que l’énergie d’impact est grande. Le palier de saturation du délaminage survient plus 
tôt et est décalé vers le haut. 
 
0
0,2
0,4
0,6
0,8
1
0 1 2 3 4 5
Nombre d'impacts (x105)
Pa
ra
m
èt
re
 
d'e
n
do
m
m
ag
em
en
t (
D
)   
 
. 5J
4J
3J
I 
II 
III 
18ème Congrès Français de Mécanique Grenoble, 27-31 août 2007 
6 
4 Conclusions 
 
Nous avons mis en évidence que la rigidité des plaques composites mesurée comme la 
pente des courbes de charge – déplacement, obtenues à partir d’essais de flexion post-impacts, 
décroît avec le nombre d’impacts, caractérisant ainsi l’endommagement irréversible des 
matériaux. La perte de rigidité correspondant à la croissance du paramètre d’endommagement D 
en fonction du nombre d’impacts est une évolution en trois parties, rapide au départ suivi d’une 
stabilisation suivi ensuite d’une accélération. Dans la première partie des courbes (zone I), les 
plaques composites tissu satin de 8 montrent une perte de rigidité très prononcée. La diminution 
de la rigidité dans cette zone traduit un endommagement des plaques composites qui se 
manifeste principalement par l’amorçage et la propagation du délaminage dans différentes 
interfaces. Un poinçonnement manifeste localisé sous le point d’impact est également observé. 
Le délaminage est la cause principale de l’altération de la propriété de rigidité des plaques 
composites dans cette partie des courbes. La deuxième zone présente un palier horizontal (zone 
II), où la rigidité résiduelle reste constante, qui indique un arrêt du processus de délaminage. La 
poursuite des essais de fatigue par chocs, durant la zone II, avec la même énergie initiale ne 
provoque aucun changement, dans la mesure où l’endommagement subi par les plaques (dans la 
première zone) fait que l’énergie d’impact disponible n’arrive plus à propager le délaminage ni 
à créer d’autres surfaces délaminées, ce qui a pour effet de maintenir constante la rigidité 
résiduelle. Une chute franche de la rigidité est observée par la suite, jusqu’à la rupture finale 
(zone III). L’augmentation de l’énergie d’impact, dans cette zone, induit une multiplication du 
délaminage à travers l’épaisseur et surtout conduit à la rupture des renforts fibreux et la 
fissuration des plis du composite. Cette augmentation d’énergie est motivée par l’insuffisance 
de l’énergie initiale à endommager d’avantage le matériau au delà de la zone II. 
 
Références 
 
Azouaoui, K., Ouali, N., Ouroua, Y., Mesbah, A. & Boukharouba, T. 2007 Damage 
characterisation of Glass/Polyester composite plates subjected to low energy impact fatigue. 
J. Sound & Vibration. (Accepté, à paraître dans special issue of vibro-impact systems) 
Azouaoui, K., Rechak, S., Azari, Z., Benmedakhene, S., Laksimi, A. & Pluvinage, G. 2001 
Modelling of damage and failure of glass/epoxy composite plates subject to impact fatigue. 
International J. Fatigue. 23, 877-885. 
Hou, J. P. & Jeronimidis, G. 2000 Bending stiffness of composite plates with delamination. 
Composites Part A: applied science and manufacturing. 31, 121-132. 
Kachanov, L. M. 1958 Time of the Rupture Process under Creep Conditions. Izvestiya Akademii 
Nauk SSR Otd Tekh. Nauk. 8, 26-31. 
Mouritz, A. P., Gallagher, J. & Goodwin, A. A 1997 Flexural Strength and Interlaminar Shear 
Strength of Stitched GRP Laminates Following Repeated Impacts. Composites Science and 
Technology. 57, 509-522. 
Ray, D., Sarkar, B. K. & Bose, N. R. 2002 Impact fatigue behaviour of vinylester resin matrix 
composites reinforced with alkali treated jute fibres. Composites Part A : applied Science and 
manufacturing. 33, 233-241. 
Roy, R., Sarkar, B. K. & Bose, N. R. 2001 Impact fatigue of glass fibre-vinylester resin 
composites. Composites Part A: applied Science and manufacturing. 32, 871-876. 
Shin, H. S. & Maekawa, I. 1997 Damage behaviors in CFRP laminates due to repeated impacts 
of low energy. In Damage and failure of interfaces (ed. Rossmanith), pp. 343-350. Balkema, 
Rotterdam. 
Wyrick, D. A. & Adams, D. F. 1988 Residual Strength of a Carbon/Epoxy Composite Material 
Subjected to Repeated Impact. J. Composite Materials. 22, 749-765. 
 


Rigidité résiduelle d'un composite verre/epoxy tissu endommagé par fatigue par chocs

http://documents.irevues.inist.fr/bitstream/2042/16414/1/CFM2007-1146.pdf

Rigidité résiduelle d'un composite verre/epoxy tissu endommagé par fatigue par chocs

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