WO2015087015A2 - Method of non-destructive testing comprising the generation of a state of localised and controlled traction in a multi-material and/or multi-layer assembly - Google Patents

Method of non-destructive testing comprising the generation of a state of localised and controlled traction in a multi-material and/or multi-layer assembly Download PDF

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WO2015087015A2
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interface
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generated
traction
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Michel BOUSTIE
Romain ECAULT
Laurent Berthe
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L'École Supérieure De Mécanique Et D'aérotechnique (Isae-Ensma)
Centre National De La Recherche Scientifique - Cnrs
L'École Supérieure Nationale D'arts Et Métiers (Ensam)
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Definitions

  • Non-destructive testing method comprising generating a localized and controlled traction state in a multi-material and / or multilayer assembly Technical field
  • the present invention relates to the field of multi-material and / or multi-layer assemblies, more specifically to the mechanical quality of the interfaces.
  • the present invention relates to a non-destructive testing method comprising generating a localized and controlled traction state in a multi-material and / or multilayer assembly, based on shock generation followed by expansion in the assembly, in order to solicit a chosen interface by a controlled level of traction.
  • This solicitation can make it possible to control the quality of the assembly in a non-destructive way.
  • US Pat. No. 8,359,924 describes a method of non-destructive control of the adhesion force between two materials (in particular composite and consisting of several layers) assembled by an adhesive so as to constitute an assembly.
  • This method is based on the generation of waves that can be generated by laser (shockless multi-pulse), but no indication is given in US 8,359,924 on the interaction regime.
  • This patent teaches the use of two successive waves with a time shift, but both waves are applied to the same side of the assembly.
  • the nondestructive testing method taught by US Pat. No. 8,359,924 is based on the round-trip time of the wave in each of the layers. Impedance mismatch at the interface is a necessary condition for performing the test, but it is a very restrictive condition that does not allow testing of any type of assembly.
  • the impedance (or impedance of shock) of a material is generally defined as the product of the density p by the shock velocity D, the shock velocity being generally expressed as the sum of the speed of sound in the material at atmospheric pressure, and material velocity u corrected by an empirical factor s.
  • Impedance mismatch is related to the different nature of two materials in contact, which do not have the same impedance of shock. Depending on the impedance ratio, a portion of the waves will be transmitted from one material to another at the interface between these materials, and the other part will be reflected. Depending on the ratio of impedances also, the reflected wave will be either a shock wave or a wave of relaxation. In the case of a material in contact with air (with almost zero impedance), the reflected wave is an expansion wave (as illustrated in Example 1).
  • 8,359,924 presents only in a very general and imprecise way how to create a state of traction in the adhesive (or joint) of the composite, the method taught in this patent being limited to the control of the joint and not the interfaces of the composites constituting the 'assembly. In addition, the fact of neglecting the thickness of the seal does not allow to control the traction created at the joint, or at the interfaces.
  • shock generation 1 ' 2 allows control over the amplitude of the stresses induced in the material. If one does not create a shock, as is the case in US Pat. No. 8,359,924, the level of stress generated may not be high enough to allow the threshold of damage of a weak interface to be exceeded. we would try to detect during the generation of traction.
  • the applicant has developed a non-destructive testing method using shock waves to generate a localized and controlled traction state in a multi-material assembly and / or multilayer, which overcome these disadvantages.
  • the subject of the present invention is a non-destructive testing method comprising the generation of a traction state by initiation and propagation of shock waves in a multi-material and / or multilayer assembly, said assembly comprising two outer faces. opposed and at least one interface parallel to said external faces,
  • shock waves are generated, simultaneously or successively, on each of said opposite faces of the assembly (so-called “symmetrical double-shock” principle) so that the state of traction generated is localized and controlled in said assembly.
  • the traction state at the biased interface is at a pressure level leading to the mechanical strength of said biased interface without destroying the assembly.
  • the external faces are parallel, but in the case of surfaces whose area is less than 1 cm 2 , the effects due to the non-parallelism of the faces are very negligible, as is particularly the case for shock waves generated by laser-matter interaction.
  • the amplitude of the traction induced at the desired location is a key point of the invention and allows the quantitative evaluation of the resistance of the tested interface. This is related to the mode of shock generation (for example generated by a laser flux for a laser shock) and is conditioned by the mechanical amplitude of the shock produced on both sides of the system. The characteristics of each component of the assembly play a role in the response of the assembly to the load, and thus influence the stress level.
  • the determination of the traction level induced at the interfaces depends essentially on the evolution of the state variables (pressure, density, energy) obtained by the numerical resolution (or analytic for a first-order approach) of the conservation equations of the mechanics of continuous environments (conservation of mass, energy, momentum and fundamental law of dynamics). For this purpose, it is necessary to know for each assembly the following material data:
  • the invention then allows non-destructive testing (or NDT control) of the interface leading to the quantization of the resistance that the interface may experience.
  • the method according to the invention can be used in different ways, for example to perform a test test or simply to perform a non-destructive test.
  • the difference between the two tests lies in whether or not the damage threshold of the tested interface or the tested interfaces has been exceeded.
  • non-destructive testing is meant in the sense of the present invention, the quantization of the mechanical strength of an interface of a given assembly.
  • the shock parameters time profiles of the shock pressure induced by the generators used
  • test of test By test of test, one understands the revelation of a weak interface in a given assembly, compared to a nominal (or said reference assembly). In this case, the shock parameters will be defined to remain sufficiently far from the damage thresholds of the reference assembly, but allow the opening of relatively weaker interfaces.
  • the use of the method for this test is particularly interesting in the industrial context, and for assembled structures having to withstand a minimum, maximum or nominal load. This is the case of aeronautical assemblies whose nominal resistance must be verified for all bonding.
  • the use of the challenge test allows a quick identification of the weak interfaces in comparison with a reference interface. During the test, good quality assemblies are not damaged, while bad ones are open and can be identified.
  • a non-destructive test of the reference assembly must first be carried out in order to quantify its mechanical strength, according to the method. This involves calculating the time offset required for the interface test in the case of this assembly. One can also check the threshold of damage of the interface by successive shots. This characterization is necessary to know the shock parameters to be applied during the test of the test so as not to damage the said reference. The mechanical resistance thus evaluated can be compared with values determined by other means of testing, or that expected from a controlled manufacturing process. In a second step, the shock parameters (in particular the amplitude) are adjusted to allow the assembly proof test. For this purpose, it will be possible for example to reduce by X% the energy of the shocks in order to be sufficiently far from the threshold of damage of the reference.
  • the traction generated at the interface will thus make it possible to reveal the presence of a weaker interface than the reference of Y% (Y being a tolerance with respect to the threshold of adhesion of the reference depending on the cases of application, and which can be determined by the numerical simulation, Y being correlated with X).
  • the method according to the invention in this test test context then makes it possible to reveal the presence of a weak interface whose resistance is lower than the applied stress level, and to leave the robust interfaces undamaged.
  • the shock waves can be generated successively with a time offset At between a shock wave generated on one of the faces and the immediately following wave generated on the opposite face.
  • This time offset At can advantageously be calculated so that the state of traction generated in said assembly is located at a desired interface to be solicited.
  • the calculation can be carried out analytically or using a finite element software adapted to the fast dynamics as a function of the speed of the shock waves in the different layers and / or the different materials constituting the assembly and in function of the induced pressure state.
  • the shock waves can also be generated simultaneously, so that the state of traction induced in the assembly is located and controlled at an interface in the middle of said assembly to equal distance from its walls, as shown in Example 3 (and illustrated in Figure 6).
  • the shock waves can be generated by laser / material interaction in the ablation regime, confined or not, or by mechanical impact of the plate type, or by electrical discharge in a liquid medium surrounding the assembly.
  • the method according to the invention may be used for non-destructive testing of this interface. If however a weak interface between any two layers is broken, causing a distortion in the propagation of the shock wave, the assembly is not qualified. This is the test test. This distortion is for example visible on the surface velocity measurements (or "free surface speed") performed on one or the other of the faces and allows the identification of the weak interface thus revealed. However, any other diagnosis could be used to control the damage to the interface. If the interface resists this stress in traction, it means that the assembly is qualified because the interface is declared "strong". This level can even be quantified by the use of a numerical model correctly describing the physical phenomenon. This is true, for example, by analyzing the velocity measurements of the surface on one of the two faces, which has a so-called normal profile.
  • the method according to the invention thus makes it possible to locate a state of traction controlled at an interface to be solicited to test the mechanical strength in the optics of a non-destructive test.
  • the generation of symmetrical and synchronized shocks (with or without a time shift ⁇ ) relative to one another allows the generation and the correct positioning of the traction zone at the interface to be tested.
  • Another subject of the present invention is the use of the method according to the invention for performing a test test on a multi-material and / or multilayer assembly as defined above, to determine whether this assembly comprises or not a weak interface does not withstand the applied pressure level by comparison with a reference assembly of which no interface is damaged at this pressure level.
  • the course of the test is as described above.
  • FIG. 1 represents a schematic view of a multilayer assembly (non-visible layers) in which a traction state has been generated by a single-sided shock (or "isolated shock” represented by a single arrow), in accordance with FIG. a process of the prior art 1 ' 2 ;
  • FIG. 2 is a space-time (or xt) diagram of the propagation of waves in the assembly of FIG. 1 subjected to an isolated shock which is generated by a low energy laser impact (not leading to the damage of assembly);
  • FIG. 3 is an x-t diagram of the propagation of waves in the assembly of FIG. 1 subjected to an isolated shock which is generated by a laser impact of higher energy, leading to flaking of the assembly;
  • FIG. 4 represents a schematic view of a multilayer assembly (visible layers and interface to be stressed) in which a state of traction has been generated by a shock on each of the faces of the assembly (or called "double symmetrical shock”); represented by two arrows in the opposite direction in FIG. 2), in accordance with the method of the invention;
  • FIG. 5 is a diagram xt of the propagation of the waves in the assembly of FIG. 4 subjected to a symmetrical double shock, with a location of the state of traction at the interface chosen to be solicited,
  • FIG. 6 is a xt diagram (obtained by numerical simulation) of the wave propagation in an assembly of three aluminum layers subjected to a symmetrical double shock in accordance with the method of the invention, with a localization of the state of traction at the first interface located in the middle of the assembly, the impacts on each of the faces of the assembly then being generated simultaneously,
  • FIG. 7 is a xt diagram (obtained by numerical simulation) of the wave propagation in an assembly of three aluminum layers subjected to a symmetrical double shock in accordance with the method of the invention, with a localization of the state of traction at the second interface, with an offset ⁇ t of 150 ns between the shock waves generated on each of the faces,
  • FIG. 8 is an xt diagram of the wave propagation in a multilayer assembly of composite materials bonded by a glue joint subjected to a symmetrical double shock, with a location of the traction state at the glue interface. composite, with an offset At between the shock waves generated on each of the faces.
  • FIGS. 1 to 8 are identical elements shown in FIGS. 1 to 8 are identified by identical reference numerals.
  • FIG. 1 to 3 are discussed in more detail in Comparative Example 1.
  • Figures 4 and 5 are discussed in more detail in Example 2 according to the invention, while Figures 6 and 7 are discussed in detail. more detailed in Example 3 according to the invention, and FIG. 8 in example 4 according to the invention.
  • a multilayer assembly (several layers of the same material, which thus have the same impedance) 1 of total thickness e (shown in FIG. 1, with non-visible layers) is subjected to an impact (or "isolated shock"). , represented by an arrow in FIG. 1) on a single face 22 of the assembly, according to a method of the prior art 1 ' 2 -.
  • This expansion wave ODr can then cross the incident expansion wave ODi (also in dashed lines in FIG. 2), initiated at the end of the pressure loading of the front face of the material;
  • the level of traction generally does not exceed the threshold of damage of the material: the assembly is not damaged, as illustrated in FIG. 2.
  • the threshold for damage to a material is the limit from which the onset of the decohesion of the material is observed.
  • the threshold of damage depends on the rate of deformation, itself dependent on the type of loading creating the shocked state.
  • the traction level may exceed the damage threshold of the material: in this case, the traction condition thus generated may damage the assembly and a peeling phenomenon is observed at the level of the zone where the state of traction has been created, as illustrated in FIG.
  • the reflection of the shock wave OC in the expansion wave ODr at the rear face of the structure makes it possible to locally stress the material in tension, but this configuration does not make it possible to generate a traction state T in a localized and controlled manner in the thickness of the material.
  • the position of the traction state T in the assembly 1 remains dependent on the shock parameters.
  • each interface passage modifies the shock wave, by a transmission / reflection phenomenon, and therefore the corresponding traction level.
  • the pressure delivered must be high to overcome the hydrodynamic damping. Note that in this configuration, it is the crossing of the rear part of the wavefront with the wave resulting from the reflection of the front part on the bottom of the part, which allows to concentrate very high tensile stresses. They are located at a depth directly related to the duration of the loading. However, it is very difficult, if not impossible to have a single source of shock allowing a load of duration that can vary over a wide range of values, ranging from 10 ns to 100 ys for example, and can address a wide range of assembly thicknesses.
  • a multilayer assembly 1 (which may also be multimaterial) of total thickness e (shown in FIG. 4 with the layers and the interface to be stressed 201) is subjected to a "double symmetrical shock" (represented by two arrows in the opposite direction). in Figure 2), according to the method of the invention.
  • the interface 201 to be solicited delimits two layers 11 and 12.
  • This symmetrical double shock is generated in the following way:
  • This reflected relaxation wave then propagates in the opposite direction and crosses the incident relaxation wave initiated at the end of the loading;
  • a traction wave OT (represented by a succession of letters "e") propagates from layer 2 to layer 1 to interface 201;
  • a second shock is generated on the accessible face 22 of the layer 2, after a period of time At following the generation of the first shock on face 21;
  • the method according to the invention makes it possible to generate two traction states equal to -PI, one propagating from the layer 11 to the layer 12, and the other of the layer 12 to the layer 11;
  • this delay At is computable as a function of the speed of sound in the two layers, and the state of induced pressure; but obviously, if the interface 201 is located exactly in the middle of the assembly equidistant from the faces 21 and 22 solicited by the symmetrical double shock, we will take a zero value for At;
  • the delay At to locate a state of traction at an interface 201 that is sought to solicit) an assembly of two layers of the same material one having a thickness of 3 mm and the other having a thickness of 6 mm. If the speed of propagation of the waves in the material is of the order of 3 mm / ys, it will be necessary that the shock generated on the layer 2 is produced 1 ys after that generated on the layer 1, so that the two waves mechanical intersect at the interface 201.
  • Example 2 shows schematically and numerically that the method according to the invention makes it possible to create a local and controlled traction zone at the interface 201 between the layer 11 of the layer 12 .
  • This example illustrates, by numerical simulation, the efficiency of the method according to the invention on an assembly of three aluminum layers (as illustrated in FIG. 4 but with only three layers). It is given as a time / position diagram, obtained by numerical simulation on LS-DYNA.
  • the assembly considered, composed of 3 layers of aluminum, comprises (as illustrated in FIG. 6):
  • a third layer of thickness 1 mm.
  • each of the shocks being generated by a pressure pulse of the type obtained by laser / material interaction in a regime confined by water. .
  • FIG. 8 An assembly of two CFRP-type composites (acronym for a fiber-reinforced polymer) is shown in FIG. 8. This assembly consists of a first 2.5 mm thick composite. thickness, itself composed of several layers or plies, a glue joint 130 ym thick, and finally another composite thickness less thick 1.5 mm thick.
  • two successive shocks are generated on each of the faces of the assembly 1 by a pressure pulse of the type obtained by laser / material interaction in a confined regime, the two shocks being separated by a shift of At time.
  • the offset of time At at the initiation of the shock generated on the thick composite (of 2.5 mm thickness) in comparison with that produced on the thin composite (1.5 mm thick) makes it possible to generate the traction state "f" at level of the interface j anoint / thin composite.
  • the offset of time At is worth here 400 ns.

Abstract

The present invention concerns a method of non-destructive testing comprising the generation of a traction state by initiating and propagating shock waves in a multi-material and/or multi-layer assembly (1), said assembly (1) comprising two opposing outer faces (21, 22) and at least one interface (200, 201, 202, 203, 204, 205) parallel to said outer faces (21, 22), in which the shock waves are generated simultaneously or in succession on each of said opposing faces (21, 22) of the assembly (1) such that the generated traction state is localised and controlled in said assembly (1). According to the invention, the traction state at the stressed interface (200, 201, 202, 203, 204, 205) is at a pressure level resulting in the mechanical strength of said stressed interface without the destruction of the assembly.

Description

Procédé de contrôle non destructif comprenant la génération d'un état de traction localisé et contrôlé dans un assemblage multi-matériaux et/ou multicouches Domaine technique  Non-destructive testing method comprising generating a localized and controlled traction state in a multi-material and / or multilayer assembly Technical field
La présente invention relève du domaine des assemblages multi-matériaux et/ou multi-couches , plus spécifiquement de la qualité mécanique des interfaces. The present invention relates to the field of multi-material and / or multi-layer assemblies, more specifically to the mechanical quality of the interfaces.
Plus particulièrement, la présente invention concerne un procédé de contrôle non destructif comprenant la génération d'un état de traction localisé et contrôlé dans un assemblage multi-matériaux et/ou multicouches, basé sur la génération de chocs suivis d'une détente dans l'assemblage, afin de solliciter une interface choisie par un niveau de traction maîtrisé. Cette sollicitation peut permettre de contôler la qualité de l'assemblage de manière non destructive.  More particularly, the present invention relates to a non-destructive testing method comprising generating a localized and controlled traction state in a multi-material and / or multilayer assembly, based on shock generation followed by expansion in the assembly, in order to solicit a chosen interface by a controlled level of traction. This solicitation can make it possible to control the quality of the assembly in a non-destructive way.
Etat de la technique State of the art
Il est connu de l'homme de l'art de réaliser un contrôle non destructif de la force d'adhésion entre deux matériaux. Ainsi par exemple, le brevet américain US 8,359,924 décrit un procédé de contrôle non destructif de la force d'adhésion entre deux matériaux (notamment composites et constitués de plusieurs couches) assemblés par un adhésif de manière à constituer un assemblage. Ce procédé est basé sur la génération d' ondes pouvant être générées par voie laser (multi-impulsions sans choc), mais aucune indication n'est donnée dans US 8,359,924 sur le régime d'interaction. Ce brevet enseigne l'utilisation de deux ondes successives avec un décalage temporel, mais les deux ondes sont appliquées du même côté de l'assemblage. Le procédé de contrôle non destructif enseigné par le brevet US 8,359,924 s'appuie sur le temps d'aller-retour de l'onde dans chacune des couches. La désadaptation d'impédance à l'interface est une condition nécessaire à la réalisation du test, mais c'est une condition très restrictive qui ne permet pas de tester n' importe quel type d'assemblage. It is known to one skilled in the art to perform non-destructive testing of the adhesion force between two materials. For example, US Pat. No. 8,359,924 describes a method of non-destructive control of the adhesion force between two materials (in particular composite and consisting of several layers) assembled by an adhesive so as to constitute an assembly. This method is based on the generation of waves that can be generated by laser (shockless multi-pulse), but no indication is given in US 8,359,924 on the interaction regime. This patent teaches the use of two successive waves with a time shift, but both waves are applied to the same side of the assembly. The nondestructive testing method taught by US Pat. No. 8,359,924 is based on the round-trip time of the wave in each of the layers. Impedance mismatch at the interface is a necessary condition for performing the test, but it is a very restrictive condition that does not allow testing of any type of assembly.
On définit généralement l'impédance (ou impédance de choc) d'un matériau, comme le produit de la masse volumique p par la vitesse de choc D, la vitesse de choc s' exprimant généralement comme la somme de la vitesse du son dans le matériau à la pression atmosphérique, et de la vitesse matérielle u corrigée par un facteur empirique s.  The impedance (or impedance of shock) of a material is generally defined as the product of the density p by the shock velocity D, the shock velocity being generally expressed as the sum of the speed of sound in the material at atmospheric pressure, and material velocity u corrected by an empirical factor s.
La désadaptation d' impédance est liée à la nature différente de deux matériaux en contact, qui n'ont pas la même impédance de choc. En fonction du rapport d'impédances, une partie des ondes sera transmise d'un matériau à l'autre au niveau de l'interface entre ces matériaux, et l'autre partie sera réfléchie. En fonction du rapport d'impédances également, l'onde réfléchie sera soit une onde de choc, soit une onde de détente. Dans le cas d'un matériau en contact avec de l'air (d'impédance quasi nulle), l'onde réfléchie est une onde de détente (comme illustré dans l'exemple 1) .  Impedance mismatch is related to the different nature of two materials in contact, which do not have the same impedance of shock. Depending on the impedance ratio, a portion of the waves will be transmitted from one material to another at the interface between these materials, and the other part will be reflected. Depending on the ratio of impedances also, the reflected wave will be either a shock wave or a wave of relaxation. In the case of a material in contact with air (with almost zero impedance), the reflected wave is an expansion wave (as illustrated in Example 1).
Typiquement, dans le cas d'un assemblage multi-couches réalisé avec un seul et unique matériau, il n'y a pas ou très peu de désadaptation d'impédance au passage des ondes, c'est à dire pas de réflexion d'ondes. On ne peut pas utiliser l'onde réfléchie pour générer un état de traction dans cette configuration .  Typically, in the case of a multi-layer assembly made with a single material, there is no or very little impedance mismatch at the passage of the waves, ie no wave reflection . The reflected wave can not be used to generate a traction state in this configuration.
Le procédé décrit dans le brevet US 8,359,924 est basé sur le principe de l'égalité des temps d'aller retour dans chaque couche de l'assemblage, qui est compensé par un retard entre les deux ondes, mais il n'est pas tenu compte dans US 8,359,924 de ces phénomènes de transmission-réflexion des ondes à chaque interface (qui perturbent la propagation des ondes et modifient le schéma présenté) . D'ailleurs, le brevet US 8,359,924 n'enseigne pas comment calculer ce temps de retard, ni comment localiser l'état de traction à une interface donnée, que l'on choisit de solliciter. Le brevet US 8,359,924 présente seulement de manière très globale et imprécise comment créer un état de traction dans l'adhésif (ou joint) du composite, le procédé enseigné dans ce brevet étant limité au contrôle du joint et non des interfaces des composites constitutifs de l'assemblage. En outre, le fait de négliger l'épaisseur du joint ne permet pas de maîtriser la traction créée au niveau du joint, ni au niveau des interfaces . The process described in US Pat. No. 8,359,924 is based on the principle of equality of round-trip times in each layer of the assembly, which is compensated for by a delay between the two waves, but it is not taken into account. in US 8,359,924 of these transmission-reflection phenomena of the waves at each interface (which disturb the wave propagation and modify the diagram presented). Moreover, the patent US 8,359,924 does not teach how to calculate this delay time, nor how to locate the state of traction at a given interface, which one chooses to solicit. US Pat. No. 8,359,924 presents only in a very general and imprecise way how to create a state of traction in the adhesive (or joint) of the composite, the method taught in this patent being limited to the control of the joint and not the interfaces of the composites constituting the 'assembly. In addition, the fact of neglecting the thickness of the seal does not allow to control the traction created at the joint, or at the interfaces.
Par ailleurs, il est connu de l'homme de l'art de soumettre un assemblage de type composite comportant plusieurs interfaces à un choc généré sur l'une de ses faces, pour un contrôle non destructif de la qualité mécanique de ses interfaces, comme illustré sur la figure 1. Un tel procédé avec génération de choc1'2 permet un contrôle sur l'amplitude des contraintes induites dans le matériau. Si l'on ne crée pas un choc, comme c'est le cas dans le brevet US 8,359,924, le niveau de contrainte généré peut ne pas être suffisamment élevé pour permettre de dépasser le seuil d' endommagement d'une interface faible que l'on chercherait à détecter lors de la génération de la traction. Furthermore, it is known to one skilled in the art to subject a composite type assembly comprising several interfaces to a shock generated on one of its faces, for non-destructive control of the mechanical quality of its interfaces, such as illustrated in FIG. 1. Such a method with shock generation 1 ' 2 allows control over the amplitude of the stresses induced in the material. If one does not create a shock, as is the case in US Pat. No. 8,359,924, the level of stress generated may not be high enough to allow the threshold of damage of a weak interface to be exceeded. we would try to detect during the generation of traction.
Toutefois, un procédé de contrôle avec génération de choc ne permet pas de localiser de manière précise et contrôlée l'état de traction au niveau de l'interface que l'on choisit spécifiquement de contrôler, comme le montre l'exemple 1 (et les figures 2 et 3 correspondantes) . Description de l'invention However, a control method with shock generation does not make it possible to precisely and accurately locate the state of traction at the interface that is specifically chosen to control, as shown in Example 1 (and corresponding figures 2 and 3). Description of the invention
Pour résoudre ces défauts et inconvénients, le déposant a mis au point un procédé de contrôle non destructif utilisant les ondes de choc pour générer un état de traction localisé et contrôlé dans un assemblage multi-matériaux et/ou multicouches , qui remédient à ces inconvénients. To solve these defects and disadvantages, the applicant has developed a non-destructive testing method using shock waves to generate a localized and controlled traction state in a multi-material assembly and / or multilayer, which overcome these disadvantages.
Plus particulièrement, la présente invention a pour objet un procédé de contrôle non destructif comprenant la génération d'un état de traction par initiation et propagation d'ondes de choc dans un assemblage multi- matériaux et/ou multicouches, ledit assemblage comprenant deux faces externes opposées et au moins une interface parallèle auxdites faces externes,  More particularly, the subject of the present invention is a non-destructive testing method comprising the generation of a traction state by initiation and propagation of shock waves in a multi-material and / or multilayer assembly, said assembly comprising two outer faces. opposed and at least one interface parallel to said external faces,
dans lequel les ondes de choc sont générées, de manière simultanée ou de manière successive, sur chacune desdites faces opposées de l'assemblage (principe dit du « double choc symétrique ») pour que l'état de traction généré soit localisé et contrôlé dans ledit assemblage.  in which the shock waves are generated, simultaneously or successively, on each of said opposite faces of the assembly (so-called "symmetrical double-shock" principle) so that the state of traction generated is localized and controlled in said assembly.
Selon l'invention, l'état de traction au niveau de l'interface sollicitée est à un niveau de pression conduisant à la résistance mécanique de ladite interface sollicitée sans destruction de l'assemblage.  According to the invention, the traction state at the biased interface is at a pressure level leading to the mechanical strength of said biased interface without destroying the assembly.
De préférence, les faces externes sont parallèles, mais dans le cas de surfaces dont l'aire est inférieure à 1 cm2, les effets dus au non parallélisme des faces sont très négligeables, comme c'est notamment le cas pour des ondes de choc générées par interaction laser-matière. Preferably, the external faces are parallel, but in the case of surfaces whose area is less than 1 cm 2 , the effects due to the non-parallelism of the faces are very negligible, as is particularly the case for shock waves generated by laser-matter interaction.
L'amplitude de la traction induite à l'endroit souhaité est un point clé de l'invention et permet l'évaluation quantitative de la résistance de l'interface testée. Celle-ci est liée au mode de génération des chocs (par exemple généré par un flux laser pour un choc laser) et est conditionnée par l'amplitude mécanique du choc produit de part et d'autre du système. Les caractéristiques de chaque constituant de l'assemblage jouent un rôle dans la réponse de l'assemblage au chargement, et donc influencent le niveau de contraintes. The amplitude of the traction induced at the desired location is a key point of the invention and allows the quantitative evaluation of the resistance of the tested interface. This is related to the mode of shock generation (for example generated by a laser flux for a laser shock) and is conditioned by the mechanical amplitude of the shock produced on both sides of the system. The characteristics of each component of the assembly play a role in the response of the assembly to the load, and thus influence the stress level.
La détermination du niveau de traction induit aux interfaces dépend essentiellement de l'évolution des variables d'état (pression, densité, énergie) obtenue par la résolution numérique (ou analytique pour une approche au premier ordre) des équations de conservation de la mécanique des milieux continus (conservation de la masse, de l'énergie, de la quantité de mouvement et loi fondamentale de la dynamique) . A cet effet, il est besoin de connaître pour chaque assemblage les données matériaux suivantes:  The determination of the traction level induced at the interfaces depends essentially on the evolution of the state variables (pressure, density, energy) obtained by the numerical resolution (or analytic for a first-order approach) of the conservation equations of the mechanics of continuous environments (conservation of mass, energy, momentum and fundamental law of dynamics). For this purpose, it is necessary to know for each assembly the following material data:
- leur courbe d'Hugoniot (courbe Pression vs densité ou vitesse matérielle) fixant les états accessible sous choc pour un matériau à partir d'un état de référence. Elle nécessite de connaître la densité, la vitesse du son et le coefficient directeur de la relation linéaire liant vitesse de choc et vitesse matérielle ;  - their Hugoniot curve (Pressure versus density or material velocity curve) fixing the states accessible under shock for a material from a reference state. It requires knowledge of the density, the speed of sound and the directing coefficient of the linear relationship between shock velocity and material velocity;
- la loi de comportement des constituants (reliant le tenseur des contraintes à celui des déformations) ; - constitutive law of constituents (connecting stress tensor to that of deformations);
- l'équation d'état des constituants. - the equation of state of the constituents.
Le niveau de traction étant maîtrisé l'invention permet alors un contrôle non destructif (ou contrôle CND) de l'interface conduisant à la quantification de la résistance que l'interface peut subir.  The level of traction being controlled, the invention then allows non-destructive testing (or NDT control) of the interface leading to the quantization of the resistance that the interface may experience.
Suivant la méthodologie utilisée, le procédé selon l'invention peut être utilisé de différentes manières, par exemple pour réaliser un test d'épreuve ou pour simplement effectuer un test non destructif. La différence entre les deux tests réside dans le dépassement ou non du seuil d' endommagement de l'interface testée ou des interfaces testées . Par test non destructif, on entend au sens de la présente invention, la quantification de la tenue mécanique d'une interface d'un assemblage donné. Dans ce cas, les paramètres de chocs (profils temporels de la pression de choc induite par les générateurs utilisés) seront définis pour rester suffisamment en-deçà des seuils d' endommagement des interfaces comme expliqué ci-dessus. Depending on the methodology used, the method according to the invention can be used in different ways, for example to perform a test test or simply to perform a non-destructive test. The difference between the two tests lies in whether or not the damage threshold of the tested interface or the tested interfaces has been exceeded. By non-destructive testing is meant in the sense of the present invention, the quantization of the mechanical strength of an interface of a given assembly. In this case, the shock parameters (time profiles of the shock pressure induced by the generators used) will be defined to remain sufficiently below the thresholds of damage to the interfaces as explained above.
Par test d'épreuve, on entend la révélation d'une interface faible dans un assemblage donné, par comparaison avec un assemblage nominal (ou dit de référence) . Dans ce cas, les paramètres de chocs seront définis pour rester suffisamment loin des seuils d' endommagement de l'assemblage de référence, mais permettre l'ouverture d'interfaces relativement plus faibles. L'utilisation du procédé pour ce test est particulièrement intéressante dans le contexte industriel, et pour des structures assemblées devant résister à une charge minimale, maximale ou nominale. C'est le cas des assemblages aéronautiques dont la résistance nominale doit être vérifiée pour l'ensemble du collage. Dans ce cas, l'utilisation du test d'épreuve permet une identification rapide des interfaces faibles en comparaison d'une interface de référence. Pendant le test d'épreuve, les assemblages de bonne qualité ne sont pas endommagés, alors que les mauvais sont ouverts et peuvent ainsi être identifiés.  By test of test, one understands the revelation of a weak interface in a given assembly, compared to a nominal (or said reference assembly). In this case, the shock parameters will be defined to remain sufficiently far from the damage thresholds of the reference assembly, but allow the opening of relatively weaker interfaces. The use of the method for this test is particularly interesting in the industrial context, and for assembled structures having to withstand a minimum, maximum or nominal load. This is the case of aeronautical assemblies whose nominal resistance must be verified for all bonding. In this case, the use of the challenge test allows a quick identification of the weak interfaces in comparison with a reference interface. During the test, good quality assemblies are not damaged, while bad ones are open and can be identified.
Pour réaliser un test d'épreuve, il faut préalablement réaliser un test non destructif de l'assemblage de référence, pour quantifier sa résistance mécanique, selon le procédé. Cela passe par le calcul du décalage temporel nécessaire au test de l'interface dans le cas de cet assemblage. On peut également vérifier le seuil d' endommagement de l'interface par des tirs successifs. Cette caractérisation est nécessaire pour connaître les paramètres de choc à appliquer lors du test d'épreuve pour ne pas endommager la dite référence. La résistance mécanique ainsi évaluée pourra être comparée aux valeurs déterminées par d'autre moyens d'essais, ou celle attendue d'un procédé de fabrication maîtrisé. Dans un second temps, les paramètres de choc (en particulier l'amplitude) sont ajustés pour permettre le test d'épreuve de l'assemblage. Pour cela, on pourra par exemple réduire de X % l'énergie des chocs afin de se placer suffisamment loin du seuil d' endommagement de la référence. La traction générée à l'interface permettra ainsi de révéler la présence d'une interface plus faible que la référence de Y% (Y étant une tolérance par rapport au seuil d'adhérence de la référence dépendant des cas d'application, et pouvant être déterminée par la simulation numérique, Y étant corrélée à X) . To carry out a test, a non-destructive test of the reference assembly must first be carried out in order to quantify its mechanical strength, according to the method. This involves calculating the time offset required for the interface test in the case of this assembly. One can also check the threshold of damage of the interface by successive shots. This characterization is necessary to know the shock parameters to be applied during the test of the test so as not to damage the said reference. The mechanical resistance thus evaluated can be compared with values determined by other means of testing, or that expected from a controlled manufacturing process. In a second step, the shock parameters (in particular the amplitude) are adjusted to allow the assembly proof test. For this purpose, it will be possible for example to reduce by X% the energy of the shocks in order to be sufficiently far from the threshold of damage of the reference. The traction generated at the interface will thus make it possible to reveal the presence of a weaker interface than the reference of Y% (Y being a tolerance with respect to the threshold of adhesion of the reference depending on the cases of application, and which can be determined by the numerical simulation, Y being correlated with X).
Finalement, Le procédé selon l'invention dans ce contexte de test d'épreuve permet alors de révéler la présence d'une interface faible dont la résistance est inférieure au niveau de contrainte appliqué, et de laisser les interfaces robustes non endommagées.  Finally, the method according to the invention in this test test context then makes it possible to reveal the presence of a weak interface whose resistance is lower than the applied stress level, and to leave the robust interfaces undamaged.
Selon un premier mode de réalisation de l'invention, les ondes de choc peuvent être générées successivement avec un décalage temporel At entre une onde de choc générée sur l'une des faces et l'onde immédiatement suivante générée sur la face opposée. Ce décalage temporel At peut avantageusement être calculé pour que l'état de traction généré dans ledit assemblage soit localisé au niveau d'une interface souhaitée à solliciter. Le calcul peut être réalisé analytiquement ou à l'aide d'un logiciel par éléments finis adapté à la dynamique rapide en fonction de la vitesse des ondes de choc dans les différentes couches et/ou les différents matériaux constitutifs de l'assemblage et en fonction de l'état de pression induit. Concrètement, on détermine, en fonction de l'épaisseur de chaque couche de l'assemblage, le temps nécessaire au décalage entre les deux générations de choc pour localiser l'état de traction au niveau de l'interface à solliciter, comme cela est montré au niveau de l'exemple 2 (et illustré sur les figures 4 et 5) dans le cas d'un bicouche. Cet exemple est volontairement simplifié à un cas sans atténuation et sans désadaptation d' impédance entre les deux couches pour faciliter la description du phénomène physique au cœur de la technique. Cependant, il est important de considérer que la technique proposée permet de gérer n'importe quel type d'assemblage multi-matériaux et multi-interfaces , en présence de désadaptations d'impédances complexes. Ici réside l'originalité et l'intérêt du procédé selon l'invention. According to a first embodiment of the invention, the shock waves can be generated successively with a time offset At between a shock wave generated on one of the faces and the immediately following wave generated on the opposite face. This time offset At can advantageously be calculated so that the state of traction generated in said assembly is located at a desired interface to be solicited. The calculation can be carried out analytically or using a finite element software adapted to the fast dynamics as a function of the speed of the shock waves in the different layers and / or the different materials constituting the assembly and in function of the induced pressure state. Specifically, it is determined, as a function of the thickness of each layer of the assembly, the time required for the shift between the two generations of shock to locate the traction state at the interface to be solicited, as shown at level of Example 2 (and illustrated in Figures 4 and 5) in the case of a bilayer. This example is deliberately simplified to a case without attenuation and without impedance mismatch between the two layers to facilitate the description of the physical phenomenon at the heart of the technique. However, it is important to consider that the proposed technique makes it possible to manage any type of multi-material and multi-interface assembly, in the presence of complex impedance mismatches. Here lies the originality and the interest of the method according to the invention.
Selon un deuxième mode de réalisation de l'invention, les ondes de choc peuvent également être générées simultanément, pour que l'état de traction induit dans l'assemblage soit localisé et contrôlé au niveau d'une interface située au milieu dudit assemblage à égale distance de ses parois, comme cela est montré à l'exemple 3 (et illustré sur la figure 6) .  According to a second embodiment of the invention, the shock waves can also be generated simultaneously, so that the state of traction induced in the assembly is located and controlled at an interface in the middle of said assembly to equal distance from its walls, as shown in Example 3 (and illustrated in Figure 6).
Avantageusement, les ondes de choc peuvent être générées par interaction laser/matière en régime d'ablation, confiné ou non, ou par impact mécanique de type plaque, ou par décharge électrique en milieu liquide environnant 1 ' assemblage .  Advantageously, the shock waves can be generated by laser / material interaction in the ablation regime, confined or not, or by mechanical impact of the plate type, or by electrical discharge in a liquid medium surrounding the assembly.
Avec des générateurs de décharge électriques intenses, il peut être possible d'utiliser deux générateurs de décharges avec un retard temporel piloté entre les deux.  With intense electric discharge generators, it may be possible to use two discharge generators with a time delay controlled between the two.
Dans le cas d'une initiation par chocs laser, il peut également être possible d'utiliser un seul laser impulsionnel dont le faisceau serait divisé en deux, et en utilisant des miroirs. La synchronisation s'effectuerait alors en retardant l'un des deux faisceaux, par décalage des chemins optiques des faisceaux (1 m de décalage entre les deux faisceaux correspondant typiquement à un décalage temporel de 3,33 ns entre chaque génération de choc) . Les utilisateurs du procédé selon l'invention peuvent typiquement être des techniciens en charge du contrôle de la qualité ou du contrôle non destructif d'assemblage multicouches et/ou multimatériaux. In the case of initiation by laser shocks, it may also be possible to use a single pulse laser whose beam would be divided into two, and using mirrors. Synchronization would then occur by delaying one of the two beams, by shifting the optical paths of the beams (1 m of offset between the two beams typically corresponding to a time shift of 3.33 ns between each shock generation). The users of the process according to the invention can typically be technicians in charge of quality control or non-destructive testing of multilayer and / or multi-material assemblies.
Si l'état de traction à l'interface sollicitée est à un niveau de pression destiné à tester la résistance mécanique de ladite interface sollicitée sans destruction de l'assemblage, le procédé selon l'invention pourra servir au contrôle non destructif de cette interface. Si toutefois une interface faible entre deux couches quelconques est rompue, provoquant une distorsion dans la propagation de l'onde de choc, l'assemblage n'est pas qualifié. Il s'agit alors du test d'épreuve. Cette distorsion est par exemple visible sur les mesures de vitesse de la surface (ou « vitesse libre de surface ») effectuées sur l'une ou l'autre des faces et permet l'identification de l'interface faible ainsi révélée. Ceci étant, n'importe quel autre diagnostic pourrait être utilisé pour contrôler 1 ' endommagement de l'interface. Si l'interface résiste à cette sollicitation en traction, cela signifie que l'assemblage est qualifié car l'interface est déclarée « forte ». Ce niveau peut même être quantifié par l'usage d'un modèle numérique décrivant correctement le phénomène physique. Ceci se vérifie, par exemple, en analysant les mesures de vitesse de déplacement de la surface sur l'une des deux faces, qui présente un profil dit normal.  If the state of traction at the stressed interface is at a pressure level intended to test the mechanical strength of said interface requested without destroying the assembly, the method according to the invention may be used for non-destructive testing of this interface. If however a weak interface between any two layers is broken, causing a distortion in the propagation of the shock wave, the assembly is not qualified. This is the test test. This distortion is for example visible on the surface velocity measurements (or "free surface speed") performed on one or the other of the faces and allows the identification of the weak interface thus revealed. However, any other diagnosis could be used to control the damage to the interface. If the interface resists this stress in traction, it means that the assembly is qualified because the interface is declared "strong". This level can even be quantified by the use of a numerical model correctly describing the physical phenomenon. This is true, for example, by analyzing the velocity measurements of the surface on one of the two faces, which has a so-called normal profile.
Le procédé selon l'invention permet donc de localiser un état de traction maîtrisé au niveau d'une interface à solliciter pour en tester la résistance mécanique dans l'optique d'un test non-destructif. Pour ce faire, la génération de chocs symétriques et synchronisés (avec ou sans décalage temporel ΔΤ) l'un par rapport à l'autre permet la génération et le positionnement correct de la zone de traction à l'interface à tester.  The method according to the invention thus makes it possible to locate a state of traction controlled at an interface to be solicited to test the mechanical strength in the optics of a non-destructive test. To do this, the generation of symmetrical and synchronized shocks (with or without a time shift ΔΤ) relative to one another allows the generation and the correct positioning of the traction zone at the interface to be tested.
La présente invention a encore pour objet l'utilisation du procédé selon l'invention pour la réalisation d'un test d'épreuve sur un assemblage multi-matériaux et/ou multicouches tel que défini précédemment, pour déterminer si cet assemblage comporte ou non une interface faible ne résistant pas au niveau de pression appliqué par comparaison avec un assemblage de référence dont aucune interface n'est endommagée à ce niveau de pression. Le déroulement du test d'épreuve étant tel que décrit précédemment. Another subject of the present invention is the use of the method according to the invention for performing a test test on a multi-material and / or multilayer assembly as defined above, to determine whether this assembly comprises or not a weak interface does not withstand the applied pressure level by comparison with a reference assembly of which no interface is damaged at this pressure level. The course of the test is as described above.
D' autres avantages et particularités de la présente invention résulteront de la description qui va suivre, donnée à titre d'exemple non limitatif et faite en référence aux figures annexées et aux exemples correspondants :  Other advantages and features of the present invention will result from the description which follows, given by way of nonlimiting example and with reference to the appended figures and corresponding examples:
• la figure 1 représente une vue schématique d'un assemblage multicouches (couches non visibles) dans lequel un état de traction a été généré par un choc sur une seule face (ou dit « choc isolé » représenté par une flèche unique) , conformément à un procédé de l'art antérieur1'2 ; FIG. 1 represents a schematic view of a multilayer assembly (non-visible layers) in which a traction state has been generated by a single-sided shock (or "isolated shock" represented by a single arrow), in accordance with FIG. a process of the prior art 1 '2;
• la figure 2 est un diagramme espace-temps (ou x-t) de la propagation des ondes dans l'assemblage de la figure 1 soumis à un choc isolé qui est généré par un impact laser de faible énergie (ne conduisant pas 1 ' endommagement de l'assemblage) ;  FIG. 2 is a space-time (or xt) diagram of the propagation of waves in the assembly of FIG. 1 subjected to an isolated shock which is generated by a low energy laser impact (not leading to the damage of assembly);
• la figure 3 est un diagramme x-t de la propagation des ondes dans l'assemblage de la figure 1 soumis à un choc isolé qui est généré par un impact laser d'énergie plus élevée, conduisant à l'écaillage de l'assemblage ;  FIG. 3 is an x-t diagram of the propagation of waves in the assembly of FIG. 1 subjected to an isolated shock which is generated by a laser impact of higher energy, leading to flaking of the assembly;
• la figure 4 représente une vue schématique d'un assemblage multicouches (couches et interface à solliciter visibles) dans lequel un état de traction a été généré par un choc sur chacune des faces de l'assemblage (ou dit « double choc symétrique », représenté par deux flèches de sens opposé sur la figure 2), conformément au procédé de 1 ' invention ; • la figure 5 est un diagramme x-t de la propagation des ondes dans l'assemblage de la figure 4 soumis à un double choc symétrique, avec une localisation de l'état de traction au niveau de l'interface choisie pour être sollicitée, FIG. 4 represents a schematic view of a multilayer assembly (visible layers and interface to be stressed) in which a state of traction has been generated by a shock on each of the faces of the assembly (or called "double symmetrical shock"); represented by two arrows in the opposite direction in FIG. 2), in accordance with the method of the invention; FIG. 5 is a diagram xt of the propagation of the waves in the assembly of FIG. 4 subjected to a symmetrical double shock, with a location of the state of traction at the interface chosen to be solicited,
• la figure 6 est un diagramme x-t (obtenu par simulation numérique) de la propagation des ondes dans un assemblage de trois couches d'aluminium soumis à un double choc symétrique conformément au procédé de l'invention, avec une localisation de l'état de traction au niveau de la première interface située au milieu de l'assemblage, les chocs sur chacune des faces de l'assemblage étant alors générés simultanément,  FIG. 6 is a xt diagram (obtained by numerical simulation) of the wave propagation in an assembly of three aluminum layers subjected to a symmetrical double shock in accordance with the method of the invention, with a localization of the state of traction at the first interface located in the middle of the assembly, the impacts on each of the faces of the assembly then being generated simultaneously,
• la figure 7 est un diagramme x-t (obtenu par simulation numérique) de la propagation des ondes dans un assemblage de trois couches d'aluminium soumis à un double choc symétrique conformément au procédé de l'invention, avec une localisation de l'état de traction au niveau de la deuxième interface, avec un décalage At de 150 ns entre les ondes de choc générées sur chacune des faces,  FIG. 7 is a xt diagram (obtained by numerical simulation) of the wave propagation in an assembly of three aluminum layers subjected to a symmetrical double shock in accordance with the method of the invention, with a localization of the state of traction at the second interface, with an offset Δt of 150 ns between the shock waves generated on each of the faces,
• la figure 8 est un diagramme x-t de la propagation des ondes dans un assemblage multicouches de matériaux composites collés par un joint de colle soumis à un double choc symétrique, avec une localisation de l'état de traction au niveau de l'interface colle/composite, avec un décalage At entre les ondes de choc générées sur chacune des faces.  FIG. 8 is an xt diagram of the wave propagation in a multilayer assembly of composite materials bonded by a glue joint subjected to a symmetrical double shock, with a location of the traction state at the glue interface. composite, with an offset At between the shock waves generated on each of the faces.
Les éléments identiques représentés sur les figures 1 à 8 sont identifiés par des références numériques identiques.  The identical elements shown in FIGS. 1 to 8 are identified by identical reference numerals.
Les figures 1 à 3 sont commentées de manière plus détaillée dans l'exemple comparatif 1. Les figures 4 et 5 sont commentées de manière plus détaillée dans l'exemple 2 selon l'invention, tandis que les figures 6 et 7 sont commentées de manière plus détaillée dans l'exemple 3 selon l'invention, et la figure 8 dans l'exemple 4 selon 1 ' invention Figures 1 to 3 are discussed in more detail in Comparative Example 1. Figures 4 and 5 are discussed in more detail in Example 2 according to the invention, while Figures 6 and 7 are discussed in detail. more detailed in Example 3 according to the invention, and FIG. 8 in example 4 according to the invention
EXEMPLES EXAMPLES
EXEMPLE 1 (COMPARATIF) illustré sur les figures EXAMPLE 1 (COMPARATIVE) illustrated in the figures
On soumet un assemblage multicouches (plusieurs couches d'un même matériau, qui possèdent donc la même impédance) 1 d'épaisseur totale e (représenté sur la figure 1, avec des couches non visibles) à un choc (ou dit « choc isolé », représenté par une flèche sur la figure 1) sur une seule face 22 de l'assemblage, conformément à un procédé de l'art antérieur1' 2- . A multilayer assembly (several layers of the same material, which thus have the same impedance) 1 of total thickness e (shown in FIG. 1, with non-visible layers) is subjected to an impact (or "isolated shock"). , represented by an arrow in FIG. 1) on a single face 22 of the assembly, according to a method of the prior art 1 ' 2 -.
Suite à cet impact isolé sur une seule face de l'assemblage 1, l'état de traction dans l'assemblage 1 est généré de la manière suivante :  Following this isolated impact on a single face of the assembly 1, the traction state in the assembly 1 is generated as follows:
• l'onde de choc OC se propage dans le matériau choqué avec des caractéristiques propres au milieu et au niveau de pression ;  • the shock wave OC propagates in the shocked material with characteristics specific to the medium and the pressure level;
• lorsque l'onde de choc OC atteint la face arrière du matériau (x=e sur la figure 2), elle est alors réfléchie vers la face avant (x=0 sur la figure 2) en onde de détente ODr (en pointillés sur la figure 2) par désadaptation d'impédance (calculée comme le produit de la densité par la vitesse de choc) ;  When the shock wave OC reaches the rear face of the material (x = e in FIG. 2), it is then reflected towards the front face (x = 0 in FIG. 2) in a relaxation wave ODr (in dotted lines on Figure 2) by impedance mismatch (calculated as the product of density by shock velocity);
• cette onde de détente ODr peut alors croiser l'onde de détente incidente ODi (également en pointillés sur la figure 2), initiée à la fin du chargement en pression de la face avant du matériau ;  This expansion wave ODr can then cross the incident expansion wave ODi (also in dashed lines in FIG. 2), initiated at the end of the pressure loading of the front face of the material;
• c'est ce croisement des ondes de détente ODr et ODi qui permet la création d'un état de traction T, dont le niveau dépend du niveau de pression initial et de l'Hugoniot des matériaux traversés, et dont la position dépend des paramètres de choc. • It is this crossing of ODr and ODi relaxation waves that allows the creation of a traction state T, whose level depends on the initial pressure level and the Hugoniot of the materials crossed, and whose position depends on the shock parameters.
Dans le cas d'un choc isolé généré par un impact laser de faible énergie, le niveau de traction ne dépasse généralement pas le seuil d' endommagement du matériau : l'assemblage n'est pas endommagé, comme illustré sur la figure 2.  In the case of an isolated shock generated by a low energy laser impact, the level of traction generally does not exceed the threshold of damage of the material: the assembly is not damaged, as illustrated in FIG. 2.
Par seuil d' endommagement d'un matériau, on entend, au sens de la présente invention, la limite à partir de laquelle on observe le début de la décohésion du matériau. Le seuil d' endommagement dépend du taux de déformation, lui-même dépendant du type de chargement créant l'état choqué.  For the purposes of the present invention, the threshold for damage to a material is the limit from which the onset of the decohesion of the material is observed. The threshold of damage depends on the rate of deformation, itself dependent on the type of loading creating the shocked state.
Dans le cas d'un choc isolé généré par un impact laser d'énergie plus élevée, le niveau de traction peut dépasser le seuil d' endommagement du matériau : dans ce cas, l'état de traction ainsi généré peut endommager l'assemblage et on observe un phénomène d'écaillage au niveau de la zone où l'état de traction a été créé, comme illustré sur la figure 3.  In the case of an isolated shock generated by a higher energy laser impact, the traction level may exceed the damage threshold of the material: in this case, the traction condition thus generated may damage the assembly and a peeling phenomenon is observed at the level of the zone where the state of traction has been created, as illustrated in FIG.
La réflexion de l'onde de choc OC en onde de détente ODr au niveau de la face arrière de la structure permet de solliciter localement le matériau en traction, mais cette configuration ne permet pas de générer un état de traction T de manière localisée et contrôlée dans l'épaisseur du matériau.  The reflection of the shock wave OC in the expansion wave ODr at the rear face of the structure makes it possible to locally stress the material in tension, but this configuration does not make it possible to generate a traction state T in a localized and controlled manner in the thickness of the material.
La position de l'état de traction T dans l'assemblage 1 reste dépendante des paramètres de choc.  The position of the traction state T in the assembly 1 remains dependent on the shock parameters.
De plus, dans le cas d'un assemblage multicouches , chaque passage d'interface modifie l'onde de choc, par un phénomène de transmission/réflexion, et donc le niveau de traction correspondant.  In addition, in the case of a multilayer assembly, each interface passage modifies the shock wave, by a transmission / reflection phenomenon, and therefore the corresponding traction level.
De même, pour des assemblages plus épais, la pression délivrée doit être élevée pour pallier l'amortissement hydrodynamique. A noter que dans cette configuration, c'est le croisement de la partie arrière du front d'onde avec l'onde issue de la réflexion de la partie avant sur le fond de la pièce, qui permet de concentrer de très fortes contraintes de traction. Elles sont localisées à une profondeur directement liée à la durée du chargement. Or, il est très difficile, voire impossible de disposer d'une seule source de choc permettant un chargement de durée pouvant varier sur une grande gamme de valeurs, allant de 10 ns à 100 ys par exemple, et pouvant adresser une grande gamme d'épaisseurs d'assemblage. Similarly, for thicker assemblies, the pressure delivered must be high to overcome the hydrodynamic damping. Note that in this configuration, it is the crossing of the rear part of the wavefront with the wave resulting from the reflection of the front part on the bottom of the part, which allows to concentrate very high tensile stresses. They are located at a depth directly related to the duration of the loading. However, it is very difficult, if not impossible to have a single source of shock allowing a load of duration that can vary over a wide range of values, ranging from 10 ns to 100 ys for example, and can address a wide range of assembly thicknesses.
Si l'on cherche à évaluer le seuil d' endommagement d'un matériau chargé, la mesure de vitesse de la surface libre (donc de la face arrière 22 dans le cas présent car en contact avec l'air) permet d'identifier les chocs créant 1 ' endommagement de ceux laissant le matériau non endommagé, comme cela est illustré par les figures 2 et 3 La mesure de vitesse est en effet l'image de l'histoire de la propagation des ondes dans le matériau. EXEMPLE 2 (selon l'invention) illustré sur les figures 4 et 5  If one seeks to evaluate the threshold of damage of a loaded material, the speed measurement of the free surface (and thus of the rear face 22 in this case because in contact with the air) makes it possible to identify the Shocks create damage to those leaving undamaged material, as shown in Figures 2 and 3. The velocity measurement is indeed the image of the history of wave propagation in the material. EXAMPLE 2 (according to the invention) illustrated in FIGS. 4 and 5
On soumet un assemblage 1 multicouches (qui peut aussi être multimatériaux) d'épaisseur totale e (représenté sur la figure 4 avec les couches et l'interface à solliciter 201) à un « double choc symétrique » (représenté par deux flèches de sens opposé sur la figure 2), conformément au procédé de l'invention. L'interface 201 à solliciter délimite deux couches 11 et 12. A multilayer assembly 1 (which may also be multimaterial) of total thickness e (shown in FIG. 4 with the layers and the interface to be stressed 201) is subjected to a "double symmetrical shock" (represented by two arrows in the opposite direction). in Figure 2), according to the method of the invention. The interface 201 to be solicited delimits two layers 11 and 12.
Ce double choc symétrique est généré de la manière suivante :  This symmetrical double shock is generated in the following way:
• un premier choc est généré sur une face 21 accessible de la couche 11 à l'instant t = 0 ;  A first shock is generated on an accessible face 21 of the layer 11 at the instant t = 0;
• l'onde de choc ainsi générée (représentée par la succession de lettres « a » partant de x = 0 sur la figure 5) se propage dans l'assemblage avec une vitesse qui dépend du matériau et du niveau de pression, et conduit à l'état de pression PI dans le matériau ; l'onde de détente ramène le matériau choqué de la pression PI à la pression initiale PO ; • the shock wave thus generated (represented by the succession of letters "a" starting from x = 0 on the Figure 5) propagates in the assembly with a speed which depends on the material and the pressure level, and leads to the state of pressure P1 in the material; the flash wave returns the shocked material from the pressure P1 to the initial pressure PO;
• à la fin du chargement en pression, le matériau est détendu par la génération d'une onde de détente (représentée par la succession de lettres « b » partant de x = 0 sur la figure 5) dans l'assemblage, se propageant elle aussi suivant les caractéristiques du milieu ;  At the end of the pressure loading, the material is expanded by generating an expansion wave (represented by the sequence of letters "b" starting from x = 0 in FIG. 5) in the assembly, propagating itself also according to the characteristics of the medium;
• lorsque l'onde de choc initiale atteint la face opposée 22 de l'assemblage 1, c'est-à-dire la face accessible de la couche 12, elle est réfléchie en une onde de détente (représentée par la lettre « d » partant de x = e - ôe sur la figure 5, le décalage ôe apparaissant après génération du deuxième choc (voir plus loin) mettant en vitesse la face 22), à cause de la désadaptation d'impédance créée par l'absence d'une même couche (concrètement, face à l'air libre) ;  • when the initial shock wave reaches the opposite face 22 of the assembly 1, that is to say the accessible face of the layer 12, it is reflected in a wave of relaxation (represented by the letter "d" starting from x = e - δe in FIG. 5, the offset δe occurring after generation of the second shock (see below) speeding up the face 22), because of the impedance mismatch created by the absence of a same layer (concretely, facing the open air);
• cette onde de détente réfléchie se propage alors en sens inverse et croise l'onde de détente incidente initiée à la fin du chargement ;  This reflected relaxation wave then propagates in the opposite direction and crosses the incident relaxation wave initiated at the end of the loading;
• de ce croisement d'ondes de détente (croisement de la ligne de « b » et de l'onde « d ») sur la figure 5) résulte un état de traction, équivalent à ΤΊ = -PI en terme de niveau si on néglige l'amortissement de l'onde dans l'épaisseur de l'assemblage ;  • This relaxation wave crossing (crossing the line of "b" and the wave "d") in Figure 5) results in a state of traction, equivalent to ΤΊ = -PI in terms of level if neglects the damping of the wave in the thickness of the assembly;
• à partir de cet instant, une onde de traction OT (représentée par une succession de lettres « e ») se propage de la couche 2 vers la couche 1 vers l'interface 201 ;  From this moment, a traction wave OT (represented by a succession of letters "e") propagates from layer 2 to layer 1 to interface 201;
• de plus, un deuxième choc est généré sur la face accessible 22 de la couche 2, après une période de temps At suivant la génération du premier choc sur la face 21 ; In addition, a second shock is generated on the accessible face 22 of the layer 2, after a period of time At following the generation of the first shock on face 21;
• l'onde de choc ainsi générée (représentée par la succession de lettres « a » partant de x = e sur la figure 5) se propage également dans l'assemblage 1 avec une vitesse qui dépend du matériau et du niveau de pression, de la même manière que l'onde de choc générée par le premier choc sur la face 21 ;  The shock wave thus generated (represented by the succession of letters "a" starting from x = e in FIG. 5) also propagates in the assembly 1 with a speed which depends on the material and the pressure level, the same way as the shock wave generated by the first shock on the face 21;
• le phénomène physique, choc et détente, qui permet d'atteindre l'état de traction T2 = - PI en face de la couche 11 est exactement le même que précédemment ; The physical phenomenon, shock and relaxation, which makes it possible to reach the traction state T 2 = - PI in front of the layer 11 is exactly the same as before;
• le croisement des deux ondes de choc (croisement des deux lignes de « a » incidentes, l'une partant de la face 21 (x = 0) et l'autre partant de la face 22 (x=e) ) , initiées sur chacune des faces, conduit à l'état de compression 2P1 avec nos hypothèses, état qui est ramené à l'état initial PO par le croisement des deux ondes de détente respectives (croisement des deux lignes de « b ») se croisant immédiatement après ;  The crossing of the two shock waves (crossing of the two lines of "a" incident, one starting from the face 21 (x = 0) and the other starting from the face 22 (x = e)), initiated on each of the faces, leads to the state of compression 2P1 with our assumptions, state which is brought back to the initial state PO by the crossing of the two respective relaxation waves (crossing of the two lines of "b") crossing immediately after;
• finalement, grâce au deux croisements d'ondes de détente créées à proximité des deux surfaces libres de l'assemblage chargé, le procédé selon l'invention permet de générer deux état de traction valant -PI, l'un se propageant de la couche 11 vers la couche 12, et l'autre de la couche 12 vers la couche 11 ;  Finally, thanks to the two relaxation wave crossings created near the two free surfaces of the loaded assembly, the method according to the invention makes it possible to generate two traction states equal to -PI, one propagating from the layer 11 to the layer 12, and the other of the layer 12 to the layer 11;
• le croisement de ces deux ondes de traction (croisement des deux lignes de « e ») conduit à un état de traction doublement tendu résultant, de valeur T3 =- 2P1 ; • the crossing of these two traction waves (crossing of the two lines of "e") leads to a tensile state tensile resulting, of value T 3 = - 2P1;
• pour positionner cet état de traction intense au niveau de l'interface 201 entre la couche 11 et la couche 12 que l'on souhaite solliciter, il suffit d'ajuster le retard At entre la génération du premier choc et celle du deuxième choc, comme illustré sur la figure 5 : • pour un assemblage bicouches, ce retard At est calculable en fonction de la vitesse du son dans les deux couches, et de l'état de pression induit ; mais bien évidemment, si l'interface 201 est situé exactement au milieu de l'assemblage à égale distance des faces 21 et 22 sollicitées par le double choc symétrique, on prendra une valeur nulle pour At ; To position this state of intense traction at the interface 201 between the layer 11 and the layer 12 that it is desired to solicit, it is sufficient to adjust the delay At between the generation of the first shock and that of the second shock, as illustrated in FIG. 5: For a two-layer assembly, this delay At is computable as a function of the speed of sound in the two layers, and the state of induced pressure; but obviously, if the interface 201 is located exactly in the middle of the assembly equidistant from the faces 21 and 22 solicited by the symmetrical double shock, we will take a zero value for At;
• dans le cas d'assemblages plus complexes (notamment à partir de trois couches) , un calcul analytique de ce retard reste possible (mais il ne donne que des ordres de grandeur) , mais pourra avantageusement être assisté par simulation numérique à l'aide d'un logiciel par éléments finis adapté à la dynamique rapide (par exemple sur LS-DYNA, ou sur RADIOSS, • in the case of more complex assemblies (especially from three layers), an analytical calculation of this delay remains possible (but it gives only orders of magnitude), but can advantageously be assisted by numerical simulation using a finite element software adapted to the fast dynamics (for example on LS-DYNA, or on RADIOSS,
ABAQUS, AUTODYN, ...) , pour calculer précisément le niveau de contraintes généré. ABAQUS, AUTODYN, ...), to precisely calculate the level of constraints generated.
Application numérique pour un assemblage bicouche d'un même matériau Digital application for a bilayer assembly of the same material
A titre d'exemple, on cherche à déterminer numériquement la valeur du retard At pour localiser un état de traction au niveau d'une interface 201 (que l'on cherche à solliciter) d'un assemblage de deux couches d'un même matériau, l'une ayant une épaisseur de 3 mm, et l'autre ayant une épaisseur de 6 mm. Si la vitesse de propagation des ondes dans le matériau est de l'ordre de 3 mm/ys, il faudra que le choc généré sur la couche 2 soit produit 1 ys après celui qui est généré sur la couche 1, pour que les deux ondes mécaniques se croisent à l'interface 201. On utilisera pour simplifier un abaque si l'on connaît les épaisseurs a priori ou mieux, une mesure par ultrasons qui permet de déterminer l'épaisseur exacte de chaque couche et plus précisément le temps de propagation de l'onde mécanique au sein de chaque couche, mais ceci de façon non destructive. For example, it is sought to numerically determine the value of the delay At to locate a state of traction at an interface 201 (that is sought to solicit) an assembly of two layers of the same material one having a thickness of 3 mm and the other having a thickness of 6 mm. If the speed of propagation of the waves in the material is of the order of 3 mm / ys, it will be necessary that the shock generated on the layer 2 is produced 1 ys after that generated on the layer 1, so that the two waves mechanical intersect at the interface 201. To simplify an abacus will be used if we know the thicknesses a priori or better, an ultrasonic measurement that allows to determine the exact thickness of each layer and more precisely the the propagation time of the mechanical wave within each layer, but this non-destructively.
L'exemple 2, ainsi que les figures 1 à 3 correspondantes, montrent schématiquement et numériquement que le procédé selon l'invention permet de créer une zone de traction locale et contrôlée au niveau de l'interface 201 entre la couche 11 de la couche 12.  Example 2, as well as the corresponding FIGS. 1 to 3, show schematically and numerically that the method according to the invention makes it possible to create a local and controlled traction zone at the interface 201 between the layer 11 of the layer 12 .
EXEMPLE 3 (selon l'invention) illustré sur les figures 6 et 7 EXAMPLE 3 (according to the invention) illustrated in FIGS. 6 and 7
Cet exemple illustre, par simulation numérique, l'efficacité du procédé selon l'invention sur un assemblage de trois couches d'aluminium (tel qu'illustré sur la figure 4 mais avec seulement trois couches) . Il est donné sous forme de diagramme temps/position, obtenu par simulation numérique sur LS-DYNA. L'assemblage considéré, composé de 3 couches d'aluminium, comporte (comme illustré sur la figure 6) : This example illustrates, by numerical simulation, the efficiency of the method according to the invention on an assembly of three aluminum layers (as illustrated in FIG. 4 but with only three layers). It is given as a time / position diagram, obtained by numerical simulation on LS-DYNA. The assembly considered, composed of 3 layers of aluminum, comprises (as illustrated in FIG. 6):
• une première couche d'épaisseur 1,5 mm,  A first layer 1.5 mm thick,
• une deuxième couche d'épaisseur 0,5 mm, et  A second layer of thickness 0.5 mm, and
· une troisième couche d'épaisseur 1 mm.  · A third layer of thickness 1 mm.
On simule l'effet d'un double choc sur chacune des faces 21 et 22 de cet assemblage tricouches, chacun des chocs étant généré par une impulsion de pression du type de celle obtenu par interaction laser/matière en régime confiné par de l'eau.  The effect of a double shock is simulated on each of the faces 21 and 22 of this three-layer assembly, each of the shocks being generated by a pressure pulse of the type obtained by laser / material interaction in a regime confined by water. .
Si l'on souhaite tester l'interface positionnée à 1,5 mm dans l'assemblage, c'est-à-dire exactement au milieu de l'assemblage à égale distance de chacune de ses faces 21 et 22, les deux chocs doivent être générés en même temps.  If it is desired to test the interface positioned at 1.5 mm in the assembly, that is to say exactly in the middle of the assembly equidistant from each of its faces 21 and 22, the two shocks must to be generated at the same time.
La simulation numérique illustrée sur le diagramme de la figure 6 montre que le croisement « f » des deux ondes de traction « e » (correspondant à un état doublement détendu comme expliqué dans l'exemple 2) est situé au milieu de l'échantillon et sollicite la bonne interface. Si l'on souhaite tester la deuxième interface positionnée à z=2 mm dans l'assemblage, les deux chocs doivent être générés avec un décalage de temps At de 150 ns, comme cela est montré par la simulation numérique de la figure 7. Cette figure montre en effet que le croisement « f » des deux ondes de traction « e » (correspondant à un état doublement détendu comme expliqué dans l'exemple 2) est situé à z=2mm (correspondant à la position de la deuxième interface) avec un décalage de temps de 150 ns . The numerical simulation illustrated in the diagram of FIG. 6 shows that the crossing "f" of the two traction waves "e" (corresponding to a doubly relaxed state as explained in example 2) is located in the middle of the sample and solicit the good interface. If it is desired to test the second interface positioned at z = 2 mm in the assembly, the two shocks must be generated with a time offset Δt of 150 ns, as is shown by the numerical simulation of FIG. This figure shows that the crossing "f" of the two traction waves "e" (corresponding to a doubly relaxed state as explained in example 2) is located at z = 2 mm (corresponding to the position of the second interface) with a time shift of 150 ns.
EXEMPLE 4 (selon l'invention) illustré sur la figure 8 EXAMPLE 4 (according to the invention) illustrated in FIG. 8
Un assemblage de deux composites de type CFRP (acronyme désignant un polymère renforcé par des fibres : en anglais « Carbon Fiber Reinforced Polymer ») est présenté sur la figure 8. Cet assemblage est composé d'un premier composite épais de 2,5 mm d'épaisseur, lui-même composé de plusieurs couches ou plis, d'un joint de colle de 130 ym d'épaisseur, et enfin d'un autre composite d'épaisseur moins épais de 1,5 mm d'épaisseur. An assembly of two CFRP-type composites (acronym for a fiber-reinforced polymer) is shown in FIG. 8. This assembly consists of a first 2.5 mm thick composite. thickness, itself composed of several layers or plies, a glue joint 130 ym thick, and finally another composite thickness less thick 1.5 mm thick.
Sur le diagramme présenté en figure 8, seules les interfaces entre les deux composites et le joint de colle sont représentées, mais les interfaces entre les plis de composites sont malgré tout présentes.  In the diagram shown in FIG. 8, only the interfaces between the two composites and the glue joint are represented, but the interfaces between the plies of composites are nevertheless present.
Conformément au procédé de l'invention, on génère deux chocs successifs sur chacune des faces de l'assemblage 1 par une impulsion de pression du type de celle obtenue par interaction laser/matière en régime confiné, les deux chocs étant séparés par un décalage de temps At .  According to the method of the invention, two successive shocks are generated on each of the faces of the assembly 1 by a pressure pulse of the type obtained by laser / material interaction in a confined regime, the two shocks being separated by a shift of At time.
Le décalage de temps At à l'initiation du choc généré sur le composite épais (de 2,5 mm d'épaisseur) en comparaison de celui produit sur le composite mince (de 1,5 mm d'épaisseur) permet de générer l'état de traction « f » au niveau de l'interface j oint/composite mince. Le décalage de temps At vaut ici 400 ns . The offset of time At at the initiation of the shock generated on the thick composite (of 2.5 mm thickness) in comparison with that produced on the thin composite (1.5 mm thick) makes it possible to generate the traction state "f" at level of the interface j anoint / thin composite. The offset of time At is worth here 400 ns.
Cet état de traction permet la vérification de sa résistance mécanique si le niveau de pression est correctement ajusté. Il est à noter que ce cas est intéressant pour démontrer le potentiel de la technique puisqu' il présente une désadaptation d' impédance clairement visible entre les deux composites et la couche du joint, ce qui n'empêche pas la bonne localisation de la traction au niveau de l'interface à solliciter.  This state of traction makes it possible to check its mechanical resistance if the pressure level is correctly adjusted. It should be noted that this case is interesting to demonstrate the potential of the technique since it has a clearly visible impedance mismatch between the two composites and the seal layer, which does not prevent the good location of the traction at level of the interface to be solicited.
Dans les exemples 1 à 4, nous n'avons pas tenu compte dans les figure des phénomènes de transmission/ réflexion liés aux désadaptations d' impédance aux interfaces pour simplifier la lecture. In examples 1 to 4, we did not take into account in the figures transmission / reflection phenomena related to impedance mismatch at the interfaces to simplify the reading.
Liste des références List of references
[1] R. Ecault, M. Boustie, L. Berthe, F. Touchard. "Laser Shock Waves: A Way To Test And Damage Composite Materials For Aeronautic Applications" presented at the International High- Power Laser Ablation Conférence 2012, April 30th - May 3rf, 2012, Santa Fe, USA . [1] R. Ecault, M. Boustie, L. Berthe, F. Touchard. "Laser Shock Waves: A Way to Test and Damage Composite Materials for Aeronautic Applications" presented at the International High-Power Laser Ablation Conference 2012, April 30 th - May 3 rf , 2012, Santa Fe, USA.
[2] R. Ecault, M. Boustie, F. Touchard, F. Pons, L. Berthe, L. Chocinski-Arnault , B. Ehrhart, C. Bockenheimer « A study of composite material damage induced by laser shock waves », Composite Part A (2013), volume 56, pp. 54-64, DOI : 10.1016/j . compositesa .2013.05.015. [2] R. Ecault, M. Boustie, F. Touchard, F. Pons, L. Berthe, L. Chocinski-Arnault, B.Ehrhart, C. Bockenheimer "A study of composite material damage induced by laser shock waves," Composite Part A (2013), volume 56, pp. 54-64, DOI: 10.1016 / d. compositesa .2013.05.015.

Claims

REVENDICATIONS
1. Procédé de contrôle non destructif comprenant la génération d'un état de traction par initiation et propagation d'ondes de choc dans un assemblage multi- matériaux et/ou multicouches (1), ledit assemblage (1) comprenant deux faces externes (21, 22) opposées et au moins une interface (200, 201, 202, 203, 204, 205) parallèle auxdites faces externes (21, 22), A non-destructive testing method comprising generating a traction state by initiation and propagation of shock waves in a multi-material and / or multilayer assembly (1), said assembly (1) comprising two outer faces (21). , 22) and at least one interface (200, 201, 202, 203, 204, 205) parallel to said outer faces (21, 22),
dans lequel les ondes de choc sont générées de manière simultanée ou de manière successive sur chacune desdites faces opposées (21, 22) de l'assemblage (1) pour que l'état de traction généré soit localisé et contrôlé dans ledit assemblage (1),  wherein the shock waves are generated simultaneously or successively on each of said opposite faces (21, 22) of the assembly (1) so that the generated traction state is located and controlled in said assembly (1) ,
ledit procédé étant caractérisé en ce que l'état de traction au niveau de l'interface sollicitée (200, 201, 202, 203, 204, 205) est à un niveau de pression conduisant à la résistance mécanique de ladite interface sollicitée sans destruction de l'assemblage  said method being characterized in that the traction state at the biased interface (200, 201, 202, 203, 204, 205) is at a pressure level leading to the mechanical strength of said biased interface without destroying assembly
2. Procédé selon la revendication 1, dans lequel le niveau de pression au niveau de l'interface sollicitée (200, 201, 202, 203, 204, 205) est déterminé par l'évolution des variables d'état obtenue par la résolution numérique des équations de conservation de la mécanique des milieux continus The method of claim 1, wherein the level of pressure at the biased interface (200, 201, 202, 203, 204, 205) is determined by the evolution of the state variables obtained by the digital resolution. conservation equations of continuous media mechanics
3. Procédé selon la revendication 1 ou la revendication 2, dans lequel les ondes de choc sont générées successivement avec un décalage temporel At entre une onde de choc générée sur l'une des faces (21) et l'onde immédiatement suivante générée sur la face opposée (22) . 3. A method according to claim 1 or claim 2, wherein the shock waves are generated successively with a time offset At between a shock wave generated on one of the faces (21) and the immediately following wave generated on the opposite side (22).
4. Procédé selon la revendication 3, dans lequel ledit décalage At est calculé analytiquement ou à l'aide d'un logiciel par éléments finis adapté à la dynamique rapide en fonction de la vitesse des ondes de choc dans les différentes couches et/ou les différents matériaux constitutifs de l'assemblage et en fonction de l'état de pression induit, pour que l'état de traction généré dans ledit assemblage (1) soit localisé au niveau d'une interface souhaitée à solliciter (200, 201, 202, 203, 204, 205) . 4. The method of claim 3, wherein said offset At is calculated analytically or using a finite element software adapted to the rapid dynamics as a function of the speed of the shock waves in the different layers and / or different constituent materials of the assembly and as a function of the state of induced pressure, so that the state of traction generated in said assembly (1) is located at a desired interface to be biased (200, 201, 202, 203, 204, 205).
5. Procédé selon la revendication 1 ou la revendication 2, dans lequel les ondes de choc sont produites simultanément, pour que l'état de traction généré dans ledit assemblage (1) soit localisé et contrôlé au niveau d'une interface située au milieu dudit assemblage (1) à égale distance des parois (21, 22). The method according to claim 1 or claim 2, wherein the shock waves are produced simultaneously, so that the state of traction generated in said assembly (1) is located and controlled at an interface in the middle of said assembly (1) equidistant from the walls (21, 22).
6. Procédé selon l'une quelconque des revendications précédentes, dans lequel les ondes de choc sont générées par interaction laser/matière en régime d'ablation, confiné ou non, ou par impact mécanique de type plaque sur l'assemblage (1), ou par décharge électrique en milieu liquide environnant 6. Method according to any one of the preceding claims, in which the shock waves are generated by laser / material interaction in ablation regime, confined or not, or by mechanical impact of plate type on the assembly (1), or by electrical discharge in a surrounding liquid medium
7. Utilisation du procédé tel que défini selon l'une quelconque des revendications 1 à 6 pour la réalisation d'un test d'épreuve sur un assemblage multi-matériaux et/ou multicouches (1) tel que défini dans la revendication 1, pour déterminer si ledit assemblage (1) comporte ou non une interface faible (200, 201, 202, 203, 204, 205) ne résistant pas au niveau de pression appliqué par comparaison avec un assemblage de référence dont aucune interface n'est endommagée à ce même niveau de pression 7. Use of the method as defined in any one of claims 1 to 6 for carrying out a test test on a multi-material and / or multilayer assembly (1) as defined in claim 1, for determining whether or not said assembly (1) has a weak interface (200, 201, 202, 203, 204, 205) that does not withstand the applied pressure level compared to a reference assembly that has no interface damaged thereby same level of pressure
PCT/FR2014/053300 2013-12-12 2014-12-12 Method of non-destructive testing comprising the generation of a state of localised and controlled traction in a multi-material and/or multi-layer assembly WO2015087015A2 (en)

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Title
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R. ECAULT; M. BOUSTIE; L. BERTHE; F. TOUCHARD: "Laser Shock Waves: A Way To Test And Damage Composite Materials For Aeronautic Applications", INTERNATIONAL HIGH-POWER LASER ABLATION CONFERENCE, 30 April 2012 (2012-04-30)
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