FR 3132351 A1 20230804 FR 2200755 A 20220128 Éprouvette d e caractérisation de la propagation d’une fissure dans une interface entre deux substrats et procédé de détermination du taux de restitution d’énergie critique de l’interface L’invention concerne une éprouvette (100) de caractérisation de la propagation d’une fissure dans une interface entre deux substrats (110, 120, 160, 170) représentatifs des matériaux d’une pièce aéronautique, l’éprouvette (100) comprenant : une section de forme évasée, comportant deux jambes latérales (101, 102) symétriques par rapport à un axe transversal (AA) passant par une pointe de la section évasée, et une pré-fissure intégrée dans une interface entre les deux substrats dont l’un au moins est en matériau composite. L’invention concerne un procédé (200) de détermination d’un taux de restitution d’énergie critique d’une fissure dans une interface entre deux substrats (110, 120, 160, 170) représentatifs des matériaux d’une pièce aéronautique, dans lequel une force de traction est appliquée à une extrémité de l‘éprouvette et des mesures (240) de la traction et de la fissure sont réalisées pour en déduire (250) le taux de restitution d’énergie critique de la fissure. Figure à publier avec l’abrégé : Figure 4 Éprouvette de caractérisation de la propagation d’une fissure dans une interface entre deux substrats et procédé de détermination du taux de restitution d’énergie critique de l’interface DOMAINE TECHNIQUE DE L’INVENTION La présente invention concerne une éprouvette pour caractériser la propagation d’une fissure dans une interface entre deux substrats représentatifs des matériaux d’une pièce aéronautique. Elle concerne également un procédé pour déterminer le taux de restitution d’énergie critique de cette interface. L’invention trouve des applications dans le domaine de la caractérisation des fissures dans des matériaux et, en particulier, dans le domaine de la caractérisation des fissures dans des pièces en matériaux composites ou hybrides, destinées à l’aéronautique. ARRIERE-PLAN TECHNOLOGIQUE DE L’INVENTION Dans le domaine de l’aéronautique, il est connu d’utiliser des matériaux composites pour réaliser des pièces d’aéronef telles que des aubes ou des carters de turbines. Certaines pièces en matériaux composites (appelées pièces composites) sont réalisées entièrement en matériau composite, par exemple en composite à matrice organique, à base de fibres unidirectionnelles ou de fibres tissées bidirectionnelles (2D) ou tri-directionnelles (3D), généralement stratifiées. D’autres pièces composites sont réalisées en matériaux dits hybrides, c'est-à-dire dans un matériau composite assemblé avec une pièce métallique. De telles pièces composites sont généralement soumises à des charges et des contraintes dans le plan du matériau composite, ces charges et contraintes pouvant conduire à une rupture du matériau composite ; une rupture peut également se produire hors plan, en raison des fortes contraintes locales dues à une géométrie complexe des pièces. Le délaminage est l’un des modes de rupture les plus fréquents dans les matériaux composites (appelés plus simplement composites), en particulier lorsque les composites sont stratifiés, le délaminage engendrant une rupture de la liaison entre deux couches superposées du matériau composite. En aéronautique, il existe de forts risques d’impacts sur les pièces composites ; les impacts générés par la collision entre des oiseaux et des pièces à l’avant du moteur, comme les aubes ou le carter, sont effectivement fréquents. La collision d’un oiseau sur une pièce composite engendre généralement une fissure dans la pièce, cette fissure pouvant se propager jusqu’à une rupture de la pièce, par exemple par délaminage du matériau composite. Le délaminage est, en effet, une fissure provoquée par un impact et se propageant à l’intérieur de la structure composite. Pour assurer la sécurité des aéronefs en vol, les constructeurs aéronautiques se doivent de connaitre les évolutions possibles d’un impact par collision d’oiseau sur les pièces de l’aéronef. Les bureaux d’études aéronautiques doivent donc être en mesure de caractériser la propagation des fissures générées par de tels impacts afin de pouvoir garantir, soit que la fissure ne se propagera pas, soit qu’elle ne se propagera pas trop loin et ne générera pas une rupture de la pièce composite. Il existe actuellement des dispositifs prévus pour caractériser le comportement des matériaux. Par exemple, le montage MMB (pour « Mixed Mode Bending » en termes anglo-saxons), répondant à la norme ASTM D6671 et représenté sur la , comporte un bras de levier permettant de choisir la proportion de cisaillement sur la sollicitation de la fissure. Cependant, non seulement ce montage est complexe, mais en plus il est normalisé uniquement pour les composites unidirectionnels. En effet, le bras de levier de ce montage MMB ne permet pas de réaliser des sollicitations dynamiques représentatives de la problématique choc à l’oiseau. De plus, la norme ne permet que de mesurer un taux de restitution d’énergie à l’initiation de la propagation et la courte zone de propagation ne permet pas d’étudier la propagation de fissure en régime permanent. En outre, pour des architectures de composites autres que l’architecture unidirectionnelle, une rupture en compression dans les bras peut survenir avant la propagation de la fissure et donc empêcher la mesure du taux de restitution d’énergie critique (Gc). Un tel montage MMB est donc fortement limité à certains types de matériaux. Il existe également un dispositif, appelé montage ARCAN, développé initialement pour caractériser le comportement des métaux sous chargement multiaxial. Un tel montage ARCAN, représenté sur la , a été adapté par la suite pour les assemblages métalliques collés ainsi que les composites. Cependant, les sollicitations doivent être dans le plan des plis unidirectionnels afin de pouvoir fixer l’éprouvette sur les mors du montage ARCAN, avec un serrage à l’aide de vis. De plus, afin de pouvoir solliciter l’interface hors plan, les éprouvettes utilisées doivent être très épaisses, ce qui n’est pas représentatif des pièces aérodynamiques. En outre, l’usinage de ces éprouvettes peut conduire à des ruptures prématurées desdites éprouvettes. Bien que ce montage ARCAN n’ait pas été prévu initialement pour caractériser la propagation de fissures, des essais ont été réalisés avec un insert en Téflon® créant un pré-défaut. Toutefois, la complexité de ce montage ARCAN limite son utilisation à des sollicitations quasi-statiques, notamment à cause de sa masse élevée et du nombre de liaisons présentes. De plus, la perte de symétrie liée à la présence de la fissure altère la mixité de mode lors de la phase de propagation, qui se propage d’ailleurs de façon instable. Ainsi, comme pour le montage MMB, seule la phase d’initiation de la fissure peut être étudiée, la phase de propagation de la fissure ne pouvant pas être étudiée de façon maitrisée. Il existe, par ailleurs, un dispositif, appelé montage MMDCB, qui a été développé pour caractériser les assemblages métalliques collés. Un tel montage, décrit dans le document de brevet FR3075382 et dont un exemple de l’éprouvette est représenté sur la , permet de déterminer le taux de restitution d’énergie critique d’une interface collée, et notamment d’un assemblage collé Métal/Métal, sous chargement dynamique multiaxial. Cependant, ce montage MMDCB n’est pas adapté pour déterminer le taux de restitution d’énergie critique d’une interface entre deux matériaux composites ou d’un assemblage métal/composite, soumis à un chargement multiaxial hors plan dans une configuration représentative de l’application choc à l’oiseau. Il existe donc un réel besoin d’une technique permettant de déterminer le taux de restitution d’énergie critique d’un assemblage composite/composite ou métal/composite représentatif des assemblages de pièces de turbine aéronautiques. Pour répondre aux problèmes évoqués ci-dessus d’étude de la phase de propagation d’une fissure dans un assemblage composite/composite ou métal/composite, le demandeur propose une éprouvette pour caractériser la propagation d’une fissure dans une interface entre deux substrats, dont l’un au moins est un composite, représentatifs des matériaux d’une pièce aéronautique, et un procédé pour déterminer le taux de restitution d’énergie critique de cette interface. Selon un premier aspect, l’invention concerne une éprouvette de caractérisation de la propagation d’une fissure dans une interface entre deux substrats représentatifs des matériaux d’une pièce aéronautique, caractérisée en ce que l’éprouvette comprend une section de forme évasée , comportant deux jambes latérales symétriques par rapport à un axe transversal passant par une pointe de la section évasée, l’éprouvette comprenant également une pré-fissure intégrée dans une interface entre les deux substrats dont l’un au moins est en matériau composite. Par sa symétrie, cette éprouvette a l’avantage d’éviter toute torsion dans les substrats, lors des tests de caractérisation, ce qui permet de générer un front de fissure droit et constant permettant une caractérisation fiable. Selon un mode de réalisation préféré, l’éprouvette comporte deux substrats métalliques et deux substrats composites, chaque substrat composite étant collé sur un des substrats métalliques et séparé de l’autre substrat composite par une couche intercalaire en résine. Ce mode de réalisation permet, avec une seule éprouvette, de caractériser une fissure dans une interface composite/composite ou une interface métal/composite. Outre les caractéristiques qui viennent d’être évoquées dans le paragraphe précédent, l’éprouvette selon un aspect de l’invention peut présenter une ou plusieurs caractéristiques complémentaires parmi les suivantes, considérées individuellement ou selon toutes les combinaisons techniquement possibles : la section est en forme de V. la pré-fissure est obtenue par insertion d’un insert en Téflon® dans l’interface entre deux substrats. la pré-fissure est obtenue par dépôt d’un film non-adhésif dans une zone de l’interface entre deux substrats. les deux jambes latérales de la section en V forment un angle paramétrable α l’une par rapport à l’autre. les substrats composites sont formés de deux coupons rectangulaires accolés. l’éprouvette s’étend longitudinalement et comporte, à l’une de ses extrémités longitudinales, un système de fixation. Un autre aspect de l’invention concerne un procédé de détermination d’un taux de restitution d’énergie critique d’une fissure dans une interface entre deux substrats représentatifs des matériaux d’une pièce aéronautique, comportant les opérations suivantes : réaliser une éprouvette telle que définie ci-dessus, installer l’éprouvette dans une machine de traction, appliquer une force de traction à une extrémité de l‘éprouvette, mesurer un déplacement de traction, un effort d’ouverture de l’éprouvette et/ou une longueur de la fissure, et en déduire le taux de restitution d’énergie critique de la fissure. Le procédé selon un aspect de l’invention peut présenter une ou plusieurs caractéristiques complémentaires parmi les suivantes, considérées individuellement ou selon toutes les combinaisons techniquement possibles : il comporte une opération préalable de choix des substrats, de choix d’une épaisseur des substrat composites et/ou de choix d’un angle paramétrable α entre les deux jambes latérales de la section en forme de V. le taux de restitution d’énergie critique est déduit en utilisant la théorie des poutres, la théorie de la complaisance calculée ou un bilan énergétique. la force de traction comprend deux efforts en traction, appliqués simultanément aux deux substrats métalliques de l’éprouvette dans deux directions opposées. BREVE DESCRIPTION DES FIGURES D’autres avantages et caractéristiques de l’invention apparaîtront à la lecture de la description qui suit, illustrée par les figures dans lesquelles : La , déjà décrite, représente un exemple de montage de caractérisation de matériaux selon l’état de la technique ; La , déjà décrite, représente un autre exemple de montage de caractérisation de matériaux selon l’état de la technique ; La , déjà décrite, représente encore un autre exemple de montage de caractérisation de matériaux selon l’état de la technique ; La représente une vue schématique en perspective d’un exemple d’éprouvette de caractérisation selon l’invention ; et La représente, sous la forme d’un diagramme fonctionnel, un exemple de procédé de caractérisation selon l’invention. Éprouvette (100) de caractérisation de la propagation d’une fissure dans une interface entre deux substrats (110, 120, 160, 170) représentatifs des matériaux d’une pièce aéronautique, caractérisée en ce que l’éprouvette (100) comprend une section de forme évasée, comportant deux jambes latérales (101, 102) symétriques par rapport à un axe transversal (AA) passant par une pointe de la section évasée, l’éprouvette comprenant également une pré-fissure intégrée dans une interface entre les deux substrats dont l’un au moins est en matériau composite. Éprouvette selon la revendication 1, caractérisée en ce qu’elle comporte deux substrats métalliques (110, 120) et deux substrats composites (160, 170), chaque substrat composite étant collé sur un des substrats métalliques et séparé de l’autre substrat composite par une couche intercalaire en résine (150). Éprouvette selon la revendication 1 ou 2, caractérisée en ce que la section est en forme de V. Éprouvette selon l’une quelconque des revendications 1 à 3, caractérisée en ce que la pré-fissure est obtenue par insertion d’un insert en Téflon® dans l’interface entre deux substrats. Éprouvette selon l’une quelconque des revendications 1 à 3, caractérisée en ce que la pré-fissure est obtenue par dépôt d’un film non-adhésif dans une zone de l’interface entre deux substrats. Éprouvette selon l’une quelconque des revendications 1 à 5 et la revendication 3, caractérisée en ce que les deux jambes latérales (101, 102) de la section en V forment un angle paramétrable (α) l’une par rapport à l’autre. Éprouvette selon l’une quelconque des revendications 1 à 6 et la revendication 2, caractérisée en ce que les substrats composites (160, 170) sont formés de deux coupons rectangulaires (165, 175) accolés. Éprouvette selon l’une quelconque des revendications 1 à 7, caractérisée en ce qu’elle s’étend longitudinalement et comporte, à l’une de ses extrémités longitudinales, un système de fixation. Procédé (200) de détermination d’un taux de restitution d’énergie critique d’une fissure dans une interface entre deux substrats (110, 120, 160, 170) représentatifs des matériaux d’une pièce aéronautique, comportant les opérations suivantes : réaliser (210) une éprouvette (100) selon l’une quelconque des revendications précédentes, installer (220) l’éprouvette dans une machine de traction, appliquer (230) une force de traction à une extrémité de l‘éprouvette, mesurer (240) un déplacement de traction, un effort d’ouverture de l’éprouvette et/ou une longueur de la fissure, et en déduire (250) le taux de restitution d’énergie critique de la fissure. Procédé selon la revendication 9 et la revendication 2, caractérisé en ce qu’il comporte une opération préalable de choix des substrats, de choix d’une épaisseur des substrats composites et/ou de choix d’un angle paramétrable (α) entre les deux jambes latérales (101, 102) d’une section en forme de V. Procédé selon la revendication 9 ou 10, caractérisé en ce que le taux de restitution d’énergie critique est déduit en utilisant la théorie des poutres, la théorie de la complaisance calculée ou un bilan énergétique. Procédé selon l’une quelconque des revendications 9 à 11 et selon la revendication 2, caractérisé en ce que la force de traction comprend deux efforts en traction, appliqués simultanément aux deux substrats métalliques (110, 120) de l’éprouvette (100) dans deux directions opposées (D1, D2).