FR 2947477 A1 20110107 FR 0954540 A 20090702 �Procédé de conception de drapage de plis composites � La présente invention relève du domaine des structures. Elle concerne plus particulièrement les procédés de calcul de structures réalisées en matériaux composites, et encore plus spécifiquement les problèmes de drapage de pièces élancées, de type revêtement d'aile ou de fuselage d'aéronef. Ces pièces sont dites relativement élancées car leurs longueur et largeur sont significativement plus grandes que leur épaisseur. On rappelle préalablement que les structures composites sont réalisées par superposition de nappes minces de fibres (appelées plis), éventuellement orientées selon des directions différentes, et solidarisées par un matériau de liaison, typiquement une résine thermoplastique ou thermodurcissable. Les matériaux composites sont de plus en plus couramment utilisés pour la réalisation de structures soumises à des contraintes mécaniques élevées, tout en devant rester le plus légères possible. En effet, elles permettent souvent une intégration plus forte des fonctions mécaniques et une réduction des assemblages. Cependant, la définition des pièces qui les utilisent est sensiblement plus complexe du fait de leur caractère stratifié. Les zones de structure étudiées principalement dans le cadre de la présente invention correspondent aux pièces comportant une peau composite, et par exemple, dans le domaine des aéronefs, aux tronçons de fuselage, aux voilures, dérive, plan horizontal. Les phases de développement étudiées correspondent à la définition conceptuelle, définition préliminaire et à la définition détaillée des différentes pièces en matériaux composites, y compris la définition associée des plis élémentaires constituant ces pièces composites. Contexte de l'invention et problèmes posés La définition des structures composites suit généralement plusieurs étapes : 1 . Phase de définition conceptuelle, comportant plusieurs itérations rapides d'optimisation s'appuyant sur une définition grossière de la structure. L'optimisation porte généralement sur l'ensemble de l'avion (ou de la structure étudiée) ou sur un composant complet ; 2 . Phase de définition préliminaire, avec une description affinée de la structure. L'optimisation porte généralement sur un composant (par exemple dans le cadre d'un aéronef : voilure, plan horizontal, fuselage) ; 3 . Phase de définition détaillée de la structure. L'optimisation porte généralement sur une sous-partie d'un composant ou une pièce élémentaire et vise à produire une définition définitive et exhaustive de l'élément, quasiment prête pour la fabrication. Ce processus progressif de définition et d'optimisation permet une interaction avec les différentes disciplines contribuant à la conception de la structure étudiée. Elle permet notamment, lors de la phase de définition conceptuelle, des interactions avec le bureau d'études chargé des efforts généraux. La définition de la structure étant modifiée à l'échelle de l'avion, la mise à jour de la rigidité de celui-ci doit être prise en compte pour les calculs aérodynamiques et pour les efforts généraux. De même, en phase de définition détaillée, ce processus itératif d'optimisation des structures composites permet une interaction avec les équipes de fabrication des pièces. Dans le cas des composites, l'optimisation détaillée conduit à la définition des drapages des pièces. Cette définition nécessite de tenir compte des contraintes de fabrication, afin de parvenir à une définition de pièce qui puisse réellement être fabriquée. Les avantages de ce processus d'optimisation sont la gestion coordonnée des deux échelles du problème de définition et d'optimisation: L'augmentation progressive de la granularité des modèles : modèles relativement grossiers au début, de plus en plus fins en cours de développement, La réduction de la zone adressée : avion complet au début, pièce élémentaire à la fin. Ainsi, la taille du problème d'optimisation est relativement constante puisque le fait que l'on décrive la structure adressée de plus en plus finement (ce qui augmente le nombre de variables du problème d'optimisation pour une zone donnée) est compensé par la réduction de la taille de la zone considérée. On rappelle ici que dans le cas d'une structure métallique, les variables d'optimisation typiquement explorées comportent notamment : 1/ En phase de définition conceptuelle : Les pas de cadre dans le fuselage, Les pas de lisses dans le fuselage, Les pas entre nervures pour la voilure, L'orientation et le pas des raidisseurs et des longerons, Les familles de sections à considérer pour le raidissement et l'inertie à obtenir pour chaque section : section en "T", "I", "C" etc., Eventuellement, les matériaux à utiliser par famille de pièces. 2/ En phase de définition préliminaire : L'épaisseur des peaux : épaisseur de la peau de fuselage ou de la peau intrados et extrados voilure. Ces épaisseurs sont alors considérées comme constantes sur un pas de cadre / lisse pour le fuselage ou entre deux nervures / raidisseurs sur la voilure, La section des raidisseurs / lisses : dimensions des sections des lisses pour le fuselage, section des raidisseurs et des longerons de voilure. 3/ En phase de définition détaillée, les aspects suivants sont notamment définis : L'évolution des épaisseurs entre deux lisses et deux cadres ou entre deux nervures et deux raidisseurs, La taille et la forme des trous d'hommes et des diverses 30 ouvertures pour le passage des systèmes, La géométrie des diverses fixations et clips, Les évolutions progressives des sections de raidissement, Etc. Il se trouve que la définition du processus d'optimisation d'une structure composite, tel que précédemment décrit de manière générale est très largement l'héritage d'un processus utilisé pour les structures métalliques avec peu de modifications pour l'optimisation des structures composites. Typiquement, que ce soit dans le cas de structures métalliques ou composites, la structure (fuselage, voilure, plan horizontal et dérive) est découpée en carreaux élémentaires lors de la phase conceptuelle (conformément à une méthode classique d'éléments finis), ce quadrillage étant défini et affiné progressivement au cours de la conception. Or, les techniques d'optimisation pour les structures composites sont confrontées, au moins, à deux problèmes différents : d'une part, du fait du grand nombre de plis usuellement utilisés pour la réalisation d'une pièce (plusieurs dizaines, voire plusieurs centaines), l'existence d'un espace des solutions de très grande taille, qui rend la recherche de la solution optimale très coûteuse en temps calcul, car il y a beaucoup de solutions possibles à explorer, d'autre part, la nécessité de parvenir à une définition de pièce qui puisse réellement être fabriquée, c'est à dire qui tienne compte des contraintes de fabrications spécifiques aux matériaux composites. En effet, si la technique de recherche ne tient pas compte des contraintes de fabrication, il faudra modifier manuellement la solution théorique obtenue par optimisation automatique. Si l'on revient au cas d'une pièce métallique, le matériau étant isotrope, la définition du volume de la pièce définit complètement son comportement mécanique. Trois variables (longueur, largeur, épaisseur) suffisent donc à définir la pièce. Par contre, une pièce composite est, dans le cas ici considéré de panneaux de revêtement, un empilement de niveaux de plis élémentaires, ce procédé d'empilement étant nommé drapage. Chaque pli peut posséder une orientation propre. Un pli a des propriétés anisotropiques (différentes selon les trois directions de l'espace). Chaque pli a une épaisseur et une orientation donnée. Pour définir les propriétés d'une pièce élémentaire, par exemple un rectangle, il faut donc donner : La longueur et la largeur de la pièce, comme pour une pièce métallique, Le nombre de plis constituant la pièce, l'épaisseur de la pièce étant la somme des épaisseurs des plis individuels, L'orientation individuelle de chaque pli. Un pli élémentaire de matériau composite a une épaisseur comprise typiquement entre 0.125 mm (matériau de type dit "low grade") et 0.260 mm. L'orientation est généralement indiquée en degrés par rapport à un axe de référence et est comprise entre -90° et +90°. Traditionnellement en aéronautique, on utilise des orientations dans la famille suivante : 0°, +45°, 90°, -45°. En théorie, toutes les orientations sont possibles, et seul le manque de données expérimentales sur des orientations différentes en freine l'utilisation. Dans un exemple d'optimisation d'une dérive d'aéronef, au cours de la phase de définition préliminaire telle que décrite plus haut, le problème de définition de la structure composite se ramène à l'optimisation simple de l'épaisseur de la peau externe de la dérive. Dans ce cas du caisson de dérive, la peau supérieure du caisson (enveloppe externe de la dérive) peut être découpée, pour la calcul, en zones définies par les lignes correspondants aux raidisseurs (une vingtaine au début une dizaine à la fin de la dérive) et aux nervures (environ 25). Il y a alors environ 500 `carreaux' élémentaires, dont on cherche typiquement à optimiser l'épaisseur en phase préliminaire. Dans le cas d'une structure métallique, cela implique 500 variables d'optimisation à manipuler indépendamment pour l'ensemble de la structure. Dans le cas d'une structure composite, le nombre de variables est beaucoup plus grand : si on suppose que l'épaisseur moyenne de la peau à obtenir est environ comprise entre 0.5 cm et 2 cm, chaque pli élémentaire faisant environ 0.125 mm, il faut entre 40 et 160 plis, chaque pli pouvant prendre une orientation spécifique parmi une famille de au moins quatre orientations possibles (0/+45/-45/90). Le nombre de variables est donc théoriquement multiplié par le nombre de plis à atteindre. Dans cet exemple, l'espace à explorer est multiplié par environ 100 comparativement au métal, et devient de l'ordre de plusieurs dizaines de milliers de variables. Il est bien clair que le temps calcul pour traiter de façon exhaustive le problème devient alors trop long, et incompatible avec les besoins de conception. Une méthode, connue de l'homme de l'art, pour réduire l'espace des solutions consiste à ne pas chercher à optimiser la définition complète (pli par pli) du matériau mais à le considérer comme un matériau homogénéisé dont on cherche respectivement : l'épaisseur, la proportion de plis à 0°, à +45°, à -45° et à 90° (la somme des proportions étant égale à 100%). Dans ce cas, la notion de plis disparaît, au profit d'une vue globale et simplifiée du matériau stratifié. C'est cette méthode qui est utilisée actuellement dans les optimisations de structure, par exemple en aéronautique. Elle présente les inconvénients suivants : Comme elle ne définit pas explicitement l'ordre d'empilement des plis, elle ne décrit pas finement la définition et le comportement du matériau 25 (par exemple hors du plan) Par similarité avec le métal, l'épaisseur est considérée comme une variable continue, alors que du fait de la méthode de fabrication (empilement de plis d'épaisseur finie), les épaisseurs possibles sont des valeurs discrètes correspondants à un nombre entier de fois l'épaisseur du pli 30 élémentaire. Une fois l'optimisation terminée, il faut donc tronquer la solution pour revenir à une épaisseur possible et on s'éloigne alors de l'optimum obtenu. Elle appauvrit la recherche en réduisant la famille de plis possibles (4 possibilités d'orientation : 0° / 90° / 45° / -45°). D'autres orientations pourraient apporter des solutions mécaniquement plus intéressantes mais ne sont pratiquement jamais explorées par cette approche pour réduire l'espace des solutions à un ensemble suffisamment simple. Du fait de l'approche historique du problème d'optimisation de structure composite, basée sur la méthode utilisée dans le cas d'une structure métallique, la structure est décomposée, pour la calcul, en carreaux élémentaires, qui, par facilité de mise en oeuvre, correspondent au modèle d'éléments finis utilisé dans le calcul de la structure de l'avion de façon classique. Chaque carreau est ici optimisé en termes d'épaisseur indépendamment de son voisin. Ceci est conforme à la fabrication métallique : il est aisé de réduire l'épaisseur d'un panneau en usinant davantage de matière que sur le panneau voisin. Par contre, dans le cas de matériau composite, les contraintes de fabrication rendent irréaliste cette indépendance d'une zone à l'autre. Le principe de fabrication d'une pièce composite consiste à venir déposer sur un moule (opération dite de "drapage") une succession de nappes orientées chacune selon une certaine direction. Compte tenu de la nécessité de conserver la continuité des fibres d'une zone à l'autre pour assurer la transmission des efforts et obtenir les propriétés mécaniques attendues, la dépose doit se faire de manière continue pour un même pli à une orientation donnée, et ne pas s'arrêter à chaque intersection de raidisseurs, de cadres, de lisses. Par ailleurs, afin de produire les pièces définies à la plus grande cadence possible, on essaye d'assurer une continuité des plis afin que la tête de la machine à draper puisse poser en un seul passage une grande longueur de pli et n'ait pas à interrompre la dépose pour chaque petit morceau. On peut être ainsi amené à rajouter localement des plis considérés comme mécaniquement non nécessaires, afin de réaliser cette continuité et simplifier le plan de fabrication. En pratique, compte tenu des pièces à optimiser (par exemple un caisson d'aile d'aéronef), de très nombreuses modifications doivent être faites pour adapter la définition de la pièce au processus de fabrication. Il existe donc un écart très significatif entre le résultat des processus d'optimisation zone par zone (manuel ou automatique) et la définition de la pièce à fabriquer. On tente souvent également de rentrer des règles dans les boucles d'optimisation pour lier une zone à sa voisine selon des règles représentatives des contraintes de fabrication, mais cette disposition revient, pour se rapprocher de la physique du problème, à rajouter artificiellement des contraintes sur chaque zone, en plus des contraintes mécaniques "réelles" liées aux efforts que devra supporter par la structure à optimiser. Cet ajout de contraintes supplémentaires est réalisé, par exemple, avec des outils logiciels. Les variables d'optimisation sont alors liées les unes aux autres pour reproduire les règles de drapage. Néanmoins, ces règles alourdissent le processus d'optimisation et sont complexes à introduire et gérer dans le code d'optimisation. Il faut donc le plus souvent modifier manuellement la pièce issue de l'optimisation et renvoyer la version modifiée de la pièce pour vérifier que la tenue mécanique de la pièce reste compatible avec la tenue mécanique exigée. Ces modifications : écartent la définition de la pièce de l'optimum théorique obtenu pour l'aspect mécanique, sont très consommatrices en temps (typiquement plusieurs semaines à plusieurs mois pour finaliser un plan de fabrication d'un panneau d'aile) pour identifier les modifications nécessaires, modifier cette définition et ainsi obtenir une pièce effectivement fabricable, nécessitent une nouvelle vérification du comportement mécanique, ce qui est également consommateur de temps et peut entraîner des itérations supplémentaires pour converger sur une solution acceptable sur le mécanique et fabrication. De ce fait, les modifications postérieures au processus actuel de définition et d'optimisation de structure composite sont très coûteuses, tout en réduisant la qualité globale du résultat obtenu. On connaît également dans ce domaine des outils d'optimisation automatique par apprentissage de conception de pièces composites, tels que par exemple décrits dans le document brevet EP 1 050 396 T2 de McDonnell Douglas. Cependant, ce document, qui traite particulièrement les transitions d'épaisseur dues au nombre de plis drapés à chaque point de la structure, n'aborde pas le problème de l'optimisation initiale de la structure composite lui-même. Il traite après coup le résultat de ce processus d'optimisation. Objectifs de l'invention L'objectif de la présente invention est alors de proposer une nouvelle formulation du problème d'optimisation de drapage de plis composites, et ainsi de répondre à une partie au moins des problèmes décrits ci-dessus. Exposé de l'invention A cet effet, l'invention vise un procédé d'optimisation de drapage d'une structure composite du type comportant une "peau" sensiblement bidimensionnelle formée d'un assemblage de plis superposés, ladite optimisation étant réalisée vis à vis d'au moins un critère sous la forme d'une fonction d'un ensemble de contraintes externes préalablement 25 déterminées, ledit procédé comportant des étapes de mémorisation de la définition géométrique de la structure à optimiser, des zones élémentaires d'un modèle éléments finis représentatif de cette structure, et des charges externes appliquées à la structure considérée, 30 de découpage de l'assemblage de plis formant la structure en un ensemble initial d'éléments de caractéristiques données, chaque élément possédant des variables susceptibles d'être optimisées, de calcul d'efforts liés aux charges externes pour toutes les zones élémentaires du modèle éléments finis de la structure, et, tant que les résultats de calcul de tenue aux charges externes de la configuration itérative considérée sont incompatibles pour au moins une zone élémentaire de calcul, à au moins un critère préalablement fixé, de modification d'au moins certaines variables susceptibles d'être optimisées pour au moins certains éléments et d'itération, le procédé étant tel que les variables susceptibles d'être optimisées 10 comprennent les dimensions géométriques des éléments. On comprend que le processus actuel d'optimisation des structures composites consiste à "découper" la structure en zones élémentaires indépendantes de taille préalablement fixée. La définition composite de ces 15 zones élémentaires est simplifiée pour obtenir un espace des solutions suffisamment petit pour être optimisé. Cette formulation classique du problème d'optimisation de drapage, amenée naturellement par l'usage des méthodes de calcul de structure par 20 éléments finis, produit les conséquences suivantes : Une définition du problème qui n'est pas conforme à la réalité de la fabrication, Une optimisation dégradée sur le plan du comportement, car tout l'espace des solutions n'est pas complètement exploré, 25 Une définition du problème d'optimisation qui est complexifié pour tenter de recréer artificiellement les contraintes réelles de fabrication, Un effort important pour retrouver une définition réelle de la stratification du matériau à partir de la réponse fournie par l'optimisation, et donc pour retrouver une définition de pièce fabricable, 30 Une dégradation supplémentaire de la solution obtenue en terme de masse par rapport à l'optimum théorique défini par l'optimisation. Au contraire, la formulation du problème d'optimisation sous forme d'assemblage de plis de géométrie variable quelconque, et donc non nécessairement limités aux dimensions d'un carreau élémentaire du modèle d'éléments finis, à partir d'une géométrie initiale de chaque pli préalablement choisie, permet de supprimer ces inconvénients. En d'autres termes, on choisit dans l'invention de remplacer une optimisation des plis par zone de forme prédéterminée, par une optimisation par pli pouvant recouvrir plusieurs zones, conformément à la réalité de fabrication. Le principe proposé consiste à prendre comme variable d'optimisation indépendante non pas l'épaisseur et la stratification de chaque carreau élémentaire défini lors de l'analyse structurelle mais, par exemple, la position des extrémités opposées de chaque pli, dans le cas de plis sensiblement rectangulaire, et son orientation. Ainsi, c'est bien l'objet physique élémentaire `pli' qui est optimisé dans l'espace complet de la structure et non un élément théorique (le carreau élémentaire) rendu artificiellement indépendant de son voisin par le découpage mathématique effectué lors du calcul. L'invention repose, entre autres, sur le principe de définir le problème d'optimisation par la définition des extrémités du contour de chaque pli, en complément de l'orientation de celui-ci. L'optimisation porte alors directement sur le pli à déposer dans son ensemble. Il n'y a donc aucune reconstitution du pli à faire à posteriori du processus d'optimisation. Le gain de temps est considérable. Selon un mode particulier de mise en oeuvre du procédé, les éléments définissant le drapage sont des groupes d'au moins un pli d'un seul tenant, tous les plis d'un élément étant de même dimensions, et les variables susceptibles d'être optimisées comprennent les positions des points géométriques définissant la forme de ces groupes. On comprend que les éléments considérés ici sont des plis d'un seul tenant, ou des assemblages superposés de plis de forme identique Dans ce cas, avantageusement, la phase de séparation de l'assemblage de plis formant la structure en un ensemble initial d'éléments,, comprend également la définition : - du nombre de plis maximum du drapage, - du dessin de chacune des groupes de plis de la configuration initiale, la forme initiale de chaque groupe de plis étant la réunion d'un ensemble de zones élémentaires connexes. Plus précisément, dans ce cas, selon une mise en oeuvre avantageuse du procédé, la phase de séparation de l'assemblage de plis formant la structure en un ensemble initial d'éléments, comprend également la définition du pourcentage de plis de chaque groupe présentant une orientation donnée. On comprend que dans le cas de groupes de plis limitées à un plis unique, cette disposition correspond à la détermination de l'orientation de chaque pli. Selon un mode particulier de mise en oeuvre du procédé, dans la phase d'itération, les variables susceptibles d'être optimisées comprennent également : - les pourcentages de plis de chaque groupe présentant une orientation donnée, - le nombre de plis total, - l'espacement minimum des positions possibles des limites de plis. Selon un mode particulier de mise en oeuvre du procédé, les groupes comprennent un pli unique, et la phase de modification de certaines variables est réalisée en tenant compte de règles : de gradient maximal de positions des extrémités des plis de distance minimale entre limites de plis de même orientation et de 30 même niveau, de gradients maximums d'angles entre les plis de règles d'empilement des plis. Selon un mode particulier de mise en oeuvre du procédé, dans la phase de modifications de certaines variables, le choix des variables à modifier et l'ampleur des modifications à réaliser sont déterminés par un système d'apprentissage automatique Selon un mode particulier de mise en oeuvre du procédé, la phase de modifications de certaines variables, débute avec un nombre limité de positions possibles des limites des plis, puis, une fois que la distance entre une configuration itérative considérée et les critères est inférieure à un seuil prédéterminé, la finesse de positionnement des limites de plis est augmentée. Selon un mode particulier de mise en oeuvre du procédé, la phase de modifications de certaines variables, débute avec des éléments constitués d'un groupe de plis, puis est affinée avec des groupes de nombres de plis progressivement diminués, une fois que la distance entre une configuration itérative considérée et les critères est inférieure à un seuil prédéterminé. L'invention vise également un produit programme d'ordinateur, comportant un ensemble d'instructions aptes à mettre en oeuvre le procédé tel 20 qu'exposé lorsque ledit programme est exécuté sur un ordinateur. Brève description des figures La description qui va suivre, donnée uniquement à titre d'exemple d'un mode de réalisation de l'invention, est faite en se référant aux figures annexées 25 dans lesquelles : La figure 1 est un organigramme d'un procédé de mise en oeuvre de l'invention, La figure 2 illustre des vues issues d'un logiciel de CAO (Conception assistée par ordinateur) d'une même aile, 30 La figure 3 illustre la comparaison des procédés d'optimisation des plis par zone ou par pli dans un exemple simple limité à six zones élémentaires, La figure 4 illustre un exemple d'optimisation globale d'une partie de la stratification et d'optimisation locale simultanée sur une voilure pour le renfort à l'attache moteur. La figure 5 illustre, en vue en coupe schématique, le cas de plis 5 externes formant une rampe, La figure 6 illustre de même le cas de plis de couverture, La figure 7 illustre de même le cas de terminaisons de plis dans une variation d'épaisseur de pièce composite. 10 Description détaillée d'un mode de réalisation de l'invention Le procédé d'optimisation de drapage dont il est ici question est destiné à être exécuté sous la forme d'un programme d'ordinateur. On considère ici que l'ordinateur dont il est question est de type connu en soi, d'une puissance suffisante pour traiter le procédé d'optimisation 15 envisagé. Cet ordinateur est supposé doté des moyens et interfaces classiques, tels que par exemple disque dur de capacité suffisante, interface d'affichage et d'entrée de données, interface réseau etc. Il est également doté de moyens logiciels, connus en soi, nécessaires à la mise en oeuvre du procédé, en particulier logiciel de gestion de base de 20 données. Pour la suite de la description, on considère l'exemple nullement limitatif d'un panneau d'aile d'aéronef, illustré en fiqure 2, d'une part (figure 2a en haut) sous sa forme représentative des calculs de structure, et, d'autre part 25 (figure 2b en bas), sous forme d'une partie d'un plan de drapage destiné à la fabrication réelle dudit panneau d'aile. Il s'agit ici d'une aile d'aéronef de type commercial à réaction, doté d'un réacteur sous chaque aile. La vue 2a, issue de calcul de structures par éléments finis, traduit la composition structurelle sous-jacente de l'aile, comprenant des renforts 30 structuraux sous la forme de longerons et de lisses espacés de façon sensiblement régulière. Ces renforts structuraux divisent la surface du panneau d'aile en une matrice de zones élémentaires, chaque zone élémentaire étant limitée par deux longerons et deux lisses. Dans le cas où ce panneau devrait être fabriqué en métal, des résultats d'un calcul de structures par éléments finis de type connu en soi, réalisés sur le panneau d'aile ainsi défini, permettraient de déterminer l'épaisseur de métal à conserver dans chaque zone élémentaire du panneau pour optimiser sa résistance et limiter la masse totale du panneau. Par contre, dans le cas de fabrication du même panneau d'aile en matériau composite, comme on le constate sur la figure 2b, la plupart des plis utilisés lors de la fabrication réelle recouvrent de nombreuses zones élémentaires. On note pour la bonne compréhension de la figure 2b que celle- ci illustre une vue de dessus du panneau d'aile drapé en plis superposés. Les lignes visibles sur la figure 2b traduisent les limites des plis supérieurs du drapage, les plis inférieurs étant éventuellement plus étendus et leurs limites non visibles car cachées par des plis supérieurs. Le procédé d'optimisation de drapage d'une structure composite peut être décomposé selon l'organigramme illustré figure 1. Il comporte tout d'abord un ensemble de phases préliminaires destinées à l'entrée des paramètres généraux du problème d'optimisation considéré. Dans une première phase 101a, les éléments de définition géométrique de la structure à optimiser, ici un panneau d'aile, sont entrés dans une base de données de l'ordinateur destiné à exécuter le procédé d'optimisation. De même, les zones élémentaires du modèle éléments finis représentatif de cette structure sont également stockées en mémoire dans cette phase. Dans une autre phase 101b, éventuellement simultanée, les charges externes appliquées à la structure considérée, ici le panneau d'aile, sont caractérisées et stockées en mémoire dans une base de données adaptée. Les paramètres de définition de ces charges externes sont connus de l'homme de l'art et ne sont donc pas détaillés plus avant ici. Typiquement dans le cas d'une aile telle que décrite plus haut, ces charges vont comprendre des efforts aérodynamiques répartis sur toute la surface du panneau et des efforts ponctuels à l'emplanture de l'aile et aux points de fixations des nacelles de moteurs. Dans une seconde phase 102, un ensemble de valeurs définissant la configuration initiale du drapage envisagé sont entrées dans la base de données de travail du logiciel mettant en oeuvre le procédé. Ces valeurs comprennent notamment : - le nombre de plis maximum envisagé, et le nombre de plis initial, - le dessin de chacun des plis de la configuration initiale, - l'orientation de chacun des plis, ici sous la forme d'un choix limité d'orientations possibles parmi un certains nombre de valeurs classiques (par exemple +90, +45, 0, -45), On comprend ici que la forme initiale de chaque pli est la réunion d'un ensemble de zones élémentaires connexes. La définition géométrique de chaque pli est alors limitée à la définition des positions de ses extrémités (ou plus généralement de ses points géométriques caractéristiques). Un rectangle peut être défini par deux points opposés, et des formes plus complexes (par exemple en "T") peuvent être définies par la position des points remarquables de leur géométrie. Dans un exemple simple, tel qu'illustré en fiqure 3b, avec des plis supposés sensiblement rectangulaires, la position des angles opposés de chaque pli suffit à décrire complètement la géométrie de ce pli. On a alors dans cet exemple trois plis, qui recouvrent une ou plusieurs zones élémentaires, ici rectangulaires. Encore une fois, cette définition s'oppose à l'art antérieur (fiqure 3a), dans lequel chaque pli était supposé avoir la forme d'une zone élémentaire, et dans lequel des contraintes artificielles étaient ensuite ajoutées lors du calcul pour se rapprocher de la réalité de continuité des plis sur plusieurs zones élémentaires. De même, les définitions mécaniques des matériaux constituant les plis et la matrice du matériau composite sont également stockés en mémoire dans cette phase 102. A la suite de ces phases préliminaires, le procédé comporte une boucle d'itérations de manière à optimiser les paramètres de définition de la pièce considérée. Dans une phase 201 on génère un modèle éléments finis correspondant à la pièce considérée à partir des éléments entrés précédemment. Dans une phase suivante 202, le calcul des efforts mécaniques internes de la pièce, telle que définie dans sa configuration étudiée, soumise aux charges externes mémorisées, est réalisé d'une façon connue en soi. Puis, dans une phase suivante 203, on évalue la compatibilité du modèle avec un ensemble de critères locaux ou règles prédéfinis. Ces critères locaux ou règles incluent par exemple : - règles sur les contraintes ou déformation maximales dans une ou plusieurs directions particulières - règles relatives à la tolérance aux dommages de la pièce - règles relatives au flambage de la pièce - règles relatives à la réparabilité de la zone Pour chacun de ces critères ou règles, la conformité de chaque zone élémentaire avec les valeurs maximales est calculée, en prenant en compte des facteurs de réserves prédéterminés. Dans une phase 204, des règles relatives aux plis sont vérifiées. Les gradients de positions des extrémités des plis sont calculés. Ceci permet de vérifier que les variations d'épaisseur du panneau d'aile sont progressives. A la suite de ces phases de calcul 201 à 204, une itération du procédé est réalisée tant que les critères locaux ou les règles relatives aux plis ne sont pas vérifiés. Cette phase peut également prendre en compte des critères globaux tels que masse totale du panneau de structure considéré. Dans cette phase d'itération 301, les variables susceptibles d'être modifiées comprennent notamment dans le présent exemple : - les positions des limites de chaque pli, - les orientations de chaque pli, - le nombre de plis (qui correspond également à la masse maximale de la pièce considérée), - la granularité des positions possibles des limites de plis. Les modifications envisagées respectent un ensemble de règles déterminées par la réalité de la fabrication des pièces composites drapées : - règle de distance minimale entre les bords de plis superposés, de manière notamment à favoriser une évolution progressive de l'épaisseur par petite marche plutôt qu'un changement brutal de l'épaisseur de la pièce. La distance minimale est typiquement dans le présent exemple nullement limitatif de 25 millimètres dans le cas d'une pièce d'épaisseur constante. - règles sur l'orientation successive des plis en contact l'un avec l'autre, afin notamment de ne pas grouper ensemble tous les plis d'une même orientation, et de privilégier les changements progressifs d'orientation. La différence d'angle minimale est typiquement dans le présent exemple nullement limitatif de 45° dans le cas d'une pièce d'épaisseur constante. On comprend qu'elle peut également être fixée à toute autre valeur arbitraire, par exemple 15°, impliquant alors éventuellement un temps de calcul supérieur. - règles d'empilement des plis. Typiquement, ces règles d'empilement établissent que certaines orientations de plis ne doivent pas se trouver au dessus ou au dessous du panneau de structure, ou que les plis d'orientations différentes doivent être intercalés dans la mesure du possible. Il est à noter ici que la règle de distance minimale entre les plis qui a été évoquée concerne les plis dans une pièce d'épaisseur constante. Dans le cas de pièce d'épaisseur non constante (illustrée par les fiqures 5 à 7), d'autres règles doivent également être prise en compte, telles que par exemple : - la pièce doit comporter au moins deux plis externes continus 3 la recouvrant, en particulier au dessus de zones de variation d'épaisseur (� escalier �), - chaque groupe de quatre plis formant une disposition en � escalier �, doit être couvert par un pli de couverture 4 s'étendant sur toute la partie de variation d'épaisseur, - deux plis ne doivent pas, autant que possible, avoir leurs bords superposés. Ils doivent avoir leurs bords séparés par une distance minimale prédéterminée, par exemple de 25 millimètres. Le choix des variables à modifier et l'ampleur des modifications à réaliser sont déterminés par un système d'apprentissage de type connu en soi, par exemple réseau de neurones, algorithme génétique ou méthode de gradients. Ces procédés sont connus de l'homme de l'art. On note que pour les méthodes à gradients, qui manipulent des variables continues, l'utilisation est beaucoup plus naturelle et en ligne avec la physique, que l'approche traditionnelle : En effet, dans l'approche traditionnelle : l'épaisseur est considérée comme une variable continue. Une fois l'optimum trouvée, on `arrondit' le résultat à l'épaisseur correspondant à un nombre entier de plis (on s'écarte donc de la solution théorique) Au contraire, dans l'approche proposée : la variable continue est la position des bords du pli. Cette position est dans la réalité une véritable variable continue car le pli peut être coupé à n'importe quelle position. Donc la position optimale telle que définie par l'optimiseur est conservée directement pour la fabrication. Il est à noter que si, lors de la phase d'itération 301, les dimensions d'un pli reviennent à zéro (positions des extrémités identiques), ceci correspond à la suppression d'un pli dans le modèle. Par contre, l'ajout d'un ou plusieurs plis peut être déterminé par l'incapacité du modèle à satisfaire l'ensemble des critères, après un nombre d'itérations préalablement déterminé. Dans la phase d'itération 301, on choisit, dans le présent exemple de mise en oeuvre du procédé, de débuter avec un nombre limité de positions possibles des limites des plis (maillage grossier). Cette disposition permet à l'optimiseur de parcourir plus rapidement l'espace des solutions. Puis, une fois qu'une solution est détectée, ou que la distance entre une configuration itérative et les critères est inférieure à un seuil prédéterminé, la finesse de positionnement des limites de plis (nommé également granularité) est augmentée. Il est possible de choisir arbitrairement, en fonction par exemple de la puissance de calcul disponible, la finesse de position possible des limites de plis. En d'autres termes, le nombre de points sur lesquels s'appuient le début et la fin du pli est augmenté par itérations au cours du développement, afin d'augmenter la granularité du modèle. Dans l'exemple de la figure 3b, le contour de chaque pli est rectangulaire. Deux points diamétralement opposés suffisent alors pour le définir. Un contour plus complexe (par exemple, forme de pièce en "T") nécessite la définition de davantage de points. Le nombre de points à optimiser est adapté à la précision de définition souhaitée. Il est possible également de régler cette précision du contour en fonction des objectifs de production à atteindre : plus le contour est complexe, plus la production le sera. Avantages de l'invention L'un des avantages par rapport au processus de l'art antérieur est qu'il n'y a pas à rajouter de contraintes entre zones lors de l'exécution du procédé, puisque la continuité des plis est explicitement traitée par l'optimiseur et est donc assurée naturellement. On rappelle que dans la méthode de l'art antérieur, dans le cas d'une voilure ou d'un tronçon de fuselage, on compte plusieurs dizaines de milliers de variables à manipuler : de l'ordre d'une centaine de plis (et donc d'orientation) pour quelques centaines de `carreaux' élémentaires. A l'issue de l'optimisation, un effort important pour réaliser la définition de la pièce reste nécessaire. Dans le procédé tel que décrit, l'espace des solutions est facilement adapté à la granularité souhaitée en augmentant ou réduisant le nombre de points constituants des contours de plis. Dans le cas d'un revêtement d'aile d'avion, deux centaines de points de contrôle (20x10) suffisent en théorie pour obtenir très tôt une définition similaire de manière directe et sans reconstitution a posteriori du drapage. La gestion d'une centaine de plis sur cette grille conduit à un nombre similaire de scénarios que pour l'approche classique mais apporte un gain considérable dans la qualité de la définition puisque les plis sont explicitement définis à l'issue de l'optimisation et puisque aucune manipulation artificielle des liens entre zones optimisées n'est à implémenter. Variantes de l'invention La portée de la présente invention ne se limite pas aux détails des formes de réalisation ci-dessus considérées à titre d'exemple, mais s'étend au contraire aux modifications à la portée de l'homme de l'art. Dans une variante, l'optimisation débute avec des éléments constitués d'un ensemble de plis, par exemple avec des ensembles de dix plis, puis est affinée lorsqu'une configuration s'approche du respect des critères de validation. De cette manière, l'optimiseur peut progresser rapidement vers un domaine de choix de variables de définition de la structure, susceptible de comporter une solution conforme aux critères de validation. Dans une variante, on associe des règles spécifiques à certains groupes de plis : Un groupe de plis susceptible de couvrir tout ou partie de l'ensemble de la structure optimisée : la position du pli est recherchée sur l'ensemble de la structure : zone 1 dans l'exemple de la figure 4. Au maximum dix plis sont manipulés Un groupe de plis dédié à une zone particulière de la structure, où l'on recherche un renfort local : zone 2 dans l'exemple de la figure 4. Cette approche par décomposition de la structure (en groupes de plis) permet de réduire l'espace à explorer en utilisant des règles métier mais sans perdre la physique de la structure puisque chaque pli reste explicitement manipulé. Au lieu d'avoir quinze plis à manipuler globalement, dix plis sont manipulés pour l'ensemble de la structure (zones 1 et 2), cinq l'étant sur une surface considérablement réduite (zone 2). On peut également identifier plus facilement des plis ayant des comportements spécifiques et plus complexes. Par exemple, on peut explorer le cas dans lesquels certains plis ont une orientation non constante du renfort (fibres curvilignes) : incurver le renfort localement peut permettre de mieux suivre le chemin d'effort dans une structure. Selon les procédés de l'art antérieur, il est difficile d'étudier de telles solutions car, le pli n'étant pas explicitement défini dans la structure à optimiser, il faut lier des zones indépendantes par des règles complexes qui ont du mal à représenter la physique du pli. Dans de procédé selon l'invention, le pli est explicitement défini, il est donc beaucoup plus aisé d'étudier son impact dans le comportement. On a vu que chaque pli explicitement défini dans sa géométrie est également défini par son orientation. La méthode proposée permet de gérer explicitement cette orientation pli à pli, et ce quelle que soit la famille de plis considérés. On peut par exemple considérer toute orientation non standard, non égale à 0°, 90°, 45° ou -45°. Du fait de la définition explicite du pli dans l'optimisation, il n'y a aucune difficulté à élargir la famille de plis considérés. En particulier, la gestion des proportions de plis par famille, le lien entre ces proportions d'une zone à l'autre, les contraintes de séquencement à respecter n'ont pas à être surajoutées à posteriori ou dans la phase d'optimisation puisqu'elles sont gérées directement à travers la définition de chaque pli. Il est même envisageable de gérer une orientation variable (orientation variant avec l'abscisse curviligne) puisque chaque pli est indépendant des 5 autres dans la gestion de l'optimisation. REVENDICATIONS1. Procédé d'optimisation de drapage d'une structure composite du type comportant une "peau" sensiblement bidimensionnelle formée d'un assemblage de plis superposés, ladite optimisation étant réalisée vis à vis d'au moins un critère sous la 5 forme d'une fonction d'un ensemble de contraintes externes préalablement déterminées, ledit procédé comportant des étapes : 101b : de mémorisation de la définition géométrique de la structure à optimiser, des zones élémentaires d'un modèle éléments finis représentatif de 10 cette structure, et des charges externes appliquées à la structure considérée, 102 : de séparation de l'assemblage de plis formant la structure en un ensemble initial d'éléments de caractéristiques données, chaque élément possédant des variables susceptibles d'être optimisées, 201, 202 de calcul d'efforts liés aux charges externes pour toutes les 15 zones élémentaires du modèle éléments finis de la structure, et, tant que les résultats de calcul de tenue aux charges externes de la configuration itérative considérée sont incompatibles pour au moins une zone élémentaire de calcul, avec au moins un critère préalablement fixé (étapes 203, 204), 20 301 : de modification d'au moins certaines variables susceptibles d'être optimisées pour au moins certains éléments et d'itération, le procédé étant caractérisé en ce que les variables susceptibles d'être optimisées comprennent les dimensions géométriques des éléments 25 2. Procédé selon la revendication 1, caractérisé en ce que les éléments sont des groupes d'au moins un pli d'un seul tenant, tous les plis d'un élément étant de même dimensions, et en ce que les variables susceptiblesd'être optimisées comprennent les positions des points géométriques définissant la forme de ces groupes. 3. Procédé selon la revendication 2, caractérisé en ce que la phase 102, comprend également la définition : - du nombre de plis maximum du drapage, - du dessin de chacune des groupes de plis de la configuration initiale, la forme initiale de chaque groupe de plis étant la réunion d'un ensemble de zones élémentaires connexes. 4. Procédé selon la revendication 3, caractérisé en ce que la phase 102 comprend également la définition du pourcentage de plis de chaque groupe présentant une orientation donnée. 5. Procédé selon l'une quelconque des revendications 2 à 4, caractérisé en ce que, dans la phase d'itération 301, les variables susceptibles d'être optimisées comprennent également : - les pourcentages de plis de chaque groupe présentant une orientation donnée, - le nombre de plis total, - l'espacement minimum des positions possibles des limites de plis. 6. Procédé selon l'une quelconque des revendications 2 à 5, caractérisé en ce que les groupes comprennent un pli unique, et en ce que la phase 301 de modification de certaines variables est réalisée en tenant compte de règles : de gradients maximums de positions des extrémités des plis de distance minimale entre limites de plis de même orientation et de même niveau, de gradients maximums d'angles entre les plis de règles d'empilement des plis. 7. Procédé selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que dans la phase 301, le choix des variables à modifier et l'ampleur des modifications à réaliser sont déterminés par un système d'apprentissage automatique. 8. Procédé selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que la phase d'itération 301 débute avec un nombre limité de positions possibles des limites des plis, puis, une fois que la distance entre une configuration itérative considérée et les critères est inférieure à un seuil prédéterminé, la finesse de positionnement des limites de plis est augmentée. 9. Procédé selon l'une quelconque des revendications 2 à 8, caractérisé en ce que la phase d'itération 301 débute avec des éléments constitués d'un groupe de plis, puis est affinée avec des groupes de nombres de plis progressivement diminués, une fois que la distance entre une configuration itérative considérée et les critères est inférieure à un seuil prédéterminé, 10. Produit programme d'ordinateur, comportant un ensemble d'instructions aptes à mettre en oeuvre le procédé selon l'une quelconque des revendications précédentes, lorsque ledit programme est exécuté sur un ordinateur.