Introduction générale sur les matériaux composites. Frédéric Laurin

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1 générale sur les matériaux composites Frédéric Laurin

2 générale sur les matériaux composites Objectifs 1) Définir les matériaux composites 2) Présenter les constituants d un composite 3) Présenter les architectures d un composite 4) Décrire les différentes modes d élaboration 5) Décrire leur intérêt et leurs applications industrielles

3 Sommaire 1) Pourquoi les composites? 2) 3) 4)

4 générale d un matériau composite générale [Berthelot 96] «Le matériau composite est constitué de l assemblage d'au moins deux matériaux non miscibles et de nature différente, se complétant et permettant d aboutir à un matériau dont l ensemble des performances est supérieur à celui des composants pris séparément.» des matériaux composites Les propriétés des constituants Le taux volumique de renforts Distribution géométrique des renforts Nature des interfaces renfort/matrice Procédé de fabrication Renfort 4

5 5 Classification des matériaux composites Forme des renforts Inclusions Renforts fibres courtes Distribution aléatoire des renforts Distribution et orientation aléatoire des renforts Renforts fibres longues Stratifiés tissés Nature des constituants Composites à matrice organique céramiques (Carbone, Verre) organiques (Kevlar) métalliques (Bore, Aluminium) T700/M21 Composites à matrice métallique céramiques (Sic) métalliques (Bore) Sic/Ti Composites à matrice céramique céramiques (Sic) Sic f /Sic

6 Specific Strength Stress / Density (Ksi / pci) Pourquoi les matériaux composites (1/2)? Utilisation des matériaux composites principalement pour réduire la masse des structures due à leur excellent rapport: masse / rigidité / résistance Spruce Goose DC-3 [Roesler 07] B-47 DC-7 B-52 Comet Helicopters Military Wind Energy IACC Commercial Tails wing Commercial Wings UAVs Metallics Composites Year 6

7 7 Pourquoi les matériaux composites (2/2)? Matériau au juste besoin Matériau multifonctionnel Rigidité: Pourcentage de fibres Choix des constituants Anisotropie: Orientation des fibres Fonctionnalités: Acoustique Conductivité Résistance au feu Instrumentation Obtention de propriétés spécifiques Propriétés spécifiques: Matériau à coefficient de dilatation nul +80 C -200 C Faible sensibilité à la fatigue Support instruments optiques Fatigue: Faible sensibilité à la fatigue pour les matériaux Carbone/Epoxy

8 8 Matériaux composites dans l industrie aéronautique Hélicoptères Forte utilisation des matériaux composites NH90 (>90%) [Tsai 08] Avions Lente croissance des matériaux composites (+ rapide pour le militaire)

9 Pourcentage de matériau composite Matériaux composites dans l aviation % Evolution % matériau composite Augmentation continue pour la gamme Airbus Rupture technologique pour le B787 A380 A340 A320 B777 A300 A310 B767 B B787 A400M A350XWB Années B737 B757 9

10 10 Matériaux composites dans l industrie Utilisation des matériaux composites dans le domaine aéronautique est relativement faible (principalement les matériaux hautes performances) [Source Toray]

11 Sommaire 1) Pourquoi les composites? 2) 3) 4)

12 Les différentes matrices s thermodurcissables Bonnes propriétés mécaniques Les plus utilisées dans l industrie Polyester insaturé (Faible coût, plus utilisé) Epoxy (hautes propriétés mécaniques) s thermoplastiques Bonne tenue à l impact Pauvres propriétés thermomécaniques s thermostables Plus hautes propriétés thermiques des matrices organiques Bismaleimide Kerimid (180 C-200 C) Polyimide C/PMR15 (250 C-300 C) Autres matrices s métalliques (Titane) s céramiques (Sic) Disque turboréacteurs SiC/Ti Application haute Température (>1000 C) 12

13 13 Les matrices thermodurcissables s polyester la plus utilisée (90% du marché) s Epoxy Groupe Polyester Bonnes propriétés mécaniques Faible coût s utilisées pour les structures hautes performances (5% du marché) Groupe Epoxy O CH CH 2 Characteristics Density (g/cm 3 ) Tensile modulus (GPa) Tensile strength (GPa) Glass temperature ( C) Polyester Faibles propriétés à partir de 120 C Très sensible à l impact Characteristics Density (g/cm 3 ) Tensile modulus (GPa) Tensile strength (GPa) Glass temperature ( C) Epoxy Hautes propriétés mécaniques (<190 C) Bonne adhésion avec métalliques Temps important de polymérisation Coût important

14 Tensile strength (MPa) Tensile Modulus (GPa) 14 Pourquoi les 9 composites? Comparaison entre les matrices thermodurcissables Comparaison des résistances days 5 at 20C 5 hours at 80C Epoxy Vinyl ester Polyester 10 Comportement en fatigue days at 20C hours at 80C [Miravete 07] Comparaison des rigidités 7 days at 20C 5 hours at 80C Epoxy Vinyl ester Polyester sur la matrice Epoxy la plus rigide plus forte résistance Meilleure tenue à la fatigue quand associée aux fibres Verre ou Carbone (bonne adhésion)

15 Les matrices thermoplastiques s Thermoplastiques Thermoplastique Thermodurcissable Bonne tenue à l impact Conservation du matériau aisée Characteristics Density (g/cm 3 ) Tensile modulus (GPa) Tensile strength (GPa) Glass temperature ( C) Polypropylene Polyamide Pauvres propriétés thermomécaniques Sensible aux solvants Coût de fabrication élevé Application des composites Thermoplastiques Les plus utilisés: AS4/PEEK C/PPS Applications limitées dans l industrie aéronautiques Impact sur C/PPS à 15J Tendance sur Carbone/Epoxy Ajout de nodule thermoplastique pour la tenue à l impact Thermoplastic nodules nodulus 15

16 Les matrices thermostables [Miravete 07] s Bismaléimides Circuit imprimé Groupe BMI Haute tenue à la température Facile à produire (procédé RTM) Property Density (g/cm 3 ) Young s modulus (GPa) Tensile strength (MPa) Strain to failure (%) Glass temperature ( C) Value Fort coût Propriétés mécaniques modérées s Polyimides Property Value Groupe Imide Density (g/cm 3 ) 1.43 Young s modulus (GPa) 3.2 NASA C/PMR-15 (250 C-300 C) Tensile strength (MPa) Strain to failure (%) Glass temperature ( C) Très haute tenue à la température Fort coût Procédé de fabrication complexe 16

17 17 Sic Les matrices métalliques et céramiques s Métalliques Procédé Fibre / Feuillard Procédé fibre pré-enrobée + Ti-Alloy Fibre Sic Ti-Alloy Propriétés in-situ de la matrice peuvent être différentes de celles de la matrice seule s Céramiques Les matrices céramiques sont renforcées par des fibres Sic ou fibres de Carbone s utilisées pour les applications très hautes températures

18 Les différentes fibres (1/3) de Carbone C-Atome orienté 5 m Hautes performances de Verre Atomes non ordonnés (surtout silicate) 10 m PAN based fibers: lightness and strength Fiber diameter ( m) Density (g/cm 3 ) Tensile modulus (GPa) Tensile strength (GPa) Coeff of thermal expansion (10-6 /ºC) Characteristic Fiber diameter ( m) Density (g/cm 3 ) Tensile modulus (GPa) Tensile strength (GPa) Thermal expansion coeff. (10-6 /ºC) [Miravete 07] A-glass ,6 Standard M IM Coût de fabrication élevé E-glass S-glass HM Quartz Résistance en traction modérée Faible module de traction 18

19 Les différentes fibres (2/3) d Aramides Polymère cristallin Excellentes propriétés en traction Excellente ténacité Céramiques Sic 100 m Characteristic Fiber diameter ( m) Density (g/cm 3 ) Tensile modulus (GPa) Tensile strength (GPa) Coeff. thermal expansion (10-6 /ºC) Characteristic Fiber diameter ( m) Density (g/cm 3 ) Tensile modulus (GPa) Tensile strength (GPa) [Miravete 07] Kevlar Kevlar Kevlar Faible résistance en compression Faible adhésion avec les polymères Bore (B) SiC SicTi Stabilité des propriétés en température (de 500 C à 1600 C) Coût de fabrication élevé 19

20 Les différentes fibres (3/3) naturelles Fibre de chanvre Property Eglass Hemp Cotton Density (g/cm 3 ) Young s modulus (GPa) Tensile strength (MPa) Strain to failure (%) Aspect écologique Faible coût Application «green» composites Faibles propriétés mécaniques Dans l industrie automobile Panneau Béton renforcé Dans l industrie navale Dans le bâtiment 20

21 Specific Ultimate Tension, UTS1 (KSI / pci) 21 Comparaison des différentes fibres de Verre S-glass E-glass Ti Choix de la fibres en fonction de l application industrielle considérée Quartz Vectran M d Aramide Vectran HS Kevlar 29 Kevlar 49 Saffil Al2O3 Zylon AS Dyneema T-1000 Spectra 900 Kevlar 149 AS4 T-700G T-300G T300 Quartz AS4D T-800 T-400H M30J Zylon HM M30 Boron M30S Spectra 1000 M35J Standard M de carbone HS ou IM de carbone M40J M46J M50J HM de carbone [Roesler 07] SPECIFIC Fiber Properties Dry (no resin) Tension ONLY M55J M60J M5 Steel AL Matériaux métalliques Specific Modulus, E1/ rho (MSI / pci)

22 22 Adhésion fibre / matrice (1/2) Adhésion fibre / matrice Fibre Sic/Ti Mécanismes d adhésion Sic Déchaussement des fibres Carbone Core Adhésion entre fibres / matrices Carbone: Bonne adhésion avec Epoxy Aramide: Surface chimiquement inerte Verre: Adhésion avec tous les polymères Carbon Aramid Glass [Miravete 07] Epoxy Vinyl ester Polyester Résistance de cisaillement interfaciale (MPa) Liaison covalente Attraction électrostatique Enchevêtrement moléculaire Adhésion mécanique Liaison covalente (+ résistante) Les plus rencontrées pour les composites

23 23 Adhésion fibre / matrice (2/2) Fibre Carbone / Epoxy Fibre d Aramide / Epoxy Fibre de Verre / Epoxy Principe: Augmenter la rugosité de la surface des fibres avec un traitement oxygène carboxyl hydroxyl Principe: Enrobage avec agents couplants ou traitement chimique ou physique [Miravete 07] Principe: Filaments contiennent des groupes Silanol après humidification des fibres carbonyl Non traité Traité Non traité Traité Non traité Traité

24 Sommaire 1) Pourquoi les composites? 2) 3) 4)

25 Principe de la pultrusion Pultrusion Applications industrielles diverses Moules chauffants métalliques Machine de pultrusion Intérêt de la pultrusion Cycle de production rapide (1m/min) Coût de fabrication faible Applicable à la plupart des fibres Applicable pour les résines à cuisson rapide (Epoxy, Polyester ) Pas de structures à section variable Choix d architecture de renfort limité [Miravete 07] 25

26 26 Production à forte cadence de pièces composites (<1min) Matériau : Sheet Molding Compound 1 ère étape: Le demi-produit Elaboration du demi-produit 2 ème étape: La structure Fabrication de la structure Etapes réalisées par les fabricants de matériaux comme Hexcel Etapes réalisées par les industriels automobiles

27 Réalisation du demi-produit Matériau Combinaison de fibres de Verre coupées enrobées dans une résine Polyester conditionnées en feuille. Additifs ajoutés afin d augmenter le temps de stockage du demi-produit avant consolidation [Miravete 07] 27

28 28 Consolidation des structures Consolidation des structures Cycle de fabrication des en pression et température très court (<1min) Matériaux utilisés dans le domaine automobile (forte cadence, bonne finition, faible coût ) [Miravete 07] Porte voiture à fibres de carbone pour applications hautes performances et forte cadence de production

29 Fabrication de structures hautes performances (<180 C) 1 ère étape: La nappe de Pré-imprégné 2 ème étape: La structure Fabrication du sous-produit: Pré-imprégné Le pré-imprégné est polymérisé dans un autoclave sous pression Cuisson en Autoclave Contraintes de stockage réfrigéré Nappe de Pré-imprégné Structure rigide Etapes réalisées par les fabricants de matériaux comme Hexcel Etapes réalisées par les industriels automobiles, aéronautiques 29

30 Procédé de fabrication d un matériau pré-imprégné 1. Découpe 2. Drapage 3. Poche à Vide Assemblage [Miravete 07] 6. Inspection 5. Perçage 4. Autoclave 30

31 31 Procédé de fabrication d un matériau pré-imprégné 1) Découpe prepreg 1. Découpe Découpe ultrasonore 2. Drapage 3. Poche à Vide Assemblage 6. Inspection 5. Perçage 4. Autoclave

32 32 Procédé de fabrication d un matériau pré-imprégné 2) Drapage 0 ply 90 ply -45 ply +45 ply Pli unidirectionnel avec différentes 2. orientations Drapage (0 /45 /-45 /90) 1. Découpe Différents procédés de drapage Stratifié 3. Poche à Vide 7. Assemblage Drapage manuel 6. Inspection Machine de drapage automatique 4. Autoclave 5. Perçage

33 33 Procédé de placement de fibres / rubans de fibres Principe du placement fibres Procédé de placement de fibres est adapté pour structures planes ou courbes Application du placement de fibres Forme complexe Poutre ventrale A350 European project FUBACOMP EADS pièces du fuselage C17 undercarraige Fuselage «one shot»

34 34 Procédé de fabrication d un matériau pré-imprégné 3) Poche à vide 1. Découpe 2. Drapage 3. Poche à Vide Assemblage 6. Inspection 5. Perçage 4. Autoclave

35 35 Procédé de fabrication d un matériau pré-imprégné 1. Découpe 2. Drapage 3. Poche à Vide 4) Autoclave 1 2 Température Pression 7. Assemblage 6. Inspection Contrôle de la porosité (<1%) 5. Perçage 4. Autoclave

36 36 Procédé de fabrication d un matériau pré-imprégné 1. Découpe 2. Drapage 3. Poche à Vide 5) Perçage / Découpe Assemblage 6. Inspection 5. Perçage 4. Autoclave Jet d eau Scie diamantée Perçage

37 37 Procédé de fabrication d un matériau pré-imprégné 2. Drapage 1. Découpe 6) Inspection US Poche à Vide US US 7. Assemblage Zone saine Défaut 6. Inspection 5. Perçage 4. Autoclave

38 38 Procédé de fabrication d un matériau pré-imprégné 1. Découpe 2. Drapage 3. Poche à Vide 7) Assemblage Assemblage 6. Inspection 5. Perçage 4. Autoclave

39 39 Intérêt et limites d un matériau pré-imprégné Hautes propriétés mécaniques Procédé de fabrication maîtrisé Contrôle du taux de porosité Application des matériaux pré-imprégnés Matériaux utilisés pour les structures hautes performances : Industrie aéronautique Industrie aérospatiale Industrie navale Sport automobiles Coût important du procédé Transport et stockage réfrigéré Temps de polymérisation important

40 40 Usage des matériaux composites pour les structures de classe A Matériaux composites dans l aviation (1/2) Taux important en masse de matériaux composites ( 50% en masse) Carbon laminate Carbon sandwich Other composites Aluminum Titanium Titanium/steel/aluminum Boeing B787 [Roesler 07] Steel 10% Titanium 15% Aluminum 20% Other 5% Composites 50%

41 Stratifiés d UDs pour les structures de classe A 2007: Airbus A % matériau composite Caisson central Section : Boeing B % matériau composite Aile Porte 2014: Airbus A350 Poutre ventrale 53 % matériau composite Fuselage en 4 panneaux 41

42 Matériaux composites dans l aviation (2/2) Différents types de matériaux composites utilisés (25% en masse) [Source Airbus] 42

43 43 Matériaux composites hybrides Matériau GLARE Aluminium Verre/Epoxy Deft University of Technology Aluminium Tenue à l impact Tenue à la corrosion Fuselage sup. GLARE pour Fuselage de l A380 Matériau TiGr Utiliser pour les Assemblages boulonnés Titane Carbone/Epoxy Titane Fuselage sup. IM7-PIXA/M IM7-PIXA/M Meilleures propriétés mécaniques Meilleure tenue à l impact

44 44 Composites à matrice métallique Disque ANAM Trains atterrissage CMM utilisés aussi pour train d atterrissage Disque aubagé classique (référence) B787 Anneau aubagé monobloc (-50% masse) A400M

45 Composites à matrice céramique Application aéronautique Matériaux CMC (Sic f /Sic, Cerasep, C/C) pour structures chaudes Volets moteurs primaires Volets moteurs secondaires Disque de frein Mélangeur.. Mélangeur Disque de frein C/C Volet primaire Volet secondaire Application aérospatiale Matériaux CMC (Sic f /Sic) pour divergent ou protection thermique Matériau tissé Divergent for Ariane 5 Composite tile in shuttle (NASA) Thermal protection 45

46 46 Matériaux composites tissés (1/2) de composites tissés 2D Taffetas ( 1 / 2 ) Sergé ( 1 / 3, 1 / 4, 1 / 5 ) Satin ( 1 / 4, 1/ 8 ) Stratifié faible épaisseur [0/45/0] s - sensible au délaminage que les UD de composites tissés 3D - bonnes propriétés mécaniques les UD Faibles propriétés hors-plan (comme UD) Propriétés plan inférieure au pli UD Importantes propriétés hors-plan Différentes architectures 3D Architecture 3D tressée [0 50%, ± a 50% ] Procédé de fabrication complexe Coût important

47 47 Matériaux composites tissés (2/2) de matériau Non Crimp Fabrics (NCF) de composites tissés 3D NCF 2D-Plain Quasi-équivalent dans le plan à l UD Meilleures propriétés hors-plan que l UD Importante tenue à l impact - bonnes propriétés hors-plan que tissé 3D Coût de fabrication important Taffetas 2D Non Crimp Fabrics Tressé 3D Composite tissé 3D Complexité de la préforme

48 Fabrication de préformes sèches Comment réaliser des préformes sèches? Procédé pour matériau NCF La fabrication de préformes sèches nécessite des machines de production avancées Procédé pour les tissés 3D Tête de couture Procédé pour les tressés 2D ou 3D Machine de production automatisée Tissage robotisé [Drechsler 07] 48

49 Procédés de fabrication de composites tissés Procédé pré-imprégné Drapage de pli tissé 2D similaire au pli UD + Stratifié de tissé autoclave Procédé RTM Procédé permettant de réaliser des structures avec des faces lisses Procédé par infusion Procédé permettant de réaliser de larges structures avec une face lisse Enroulement filamentaire Procédé permettant de réaliser des structures de révolution 49

50 Comment produire des structures avec des faces lisses? Procédé RTM (Resin Transfer Modelling) 2. Fermer le moule 1. Placer la préforme 3. Injection 5. Démoulage [Miravete 07] 4. Cuisson 50

51 Comment produire des structures avec des faces lisses? 1. Préformes Procédé RTM fibreuses (Resin Transfer Modelling) Taffetas Sergé Satin 2. Fermer le moule 3. Injection 1. Placer la préforme Drapabilité 5. Démoulage 4. Cuisson 51

52 Comment produire des structures avec des faces lisses? Procédé RTM (Resin Transfer Modelling) 3. Procédé d injection Qualité de l injection dépend de: Perméabilité de la préforme Viscosité de la résine (Epoxy) 2. Fermer le moule 3. Injection 1. Placer la préforme 5. Démoulage 4. Cuisson 52

53 Comment produire des structures avec des faces lisses? Procédé RTM (Resin Transfer Modelling) 1. Placer la préforme 2. Fermer le moule 4. Cuisson Procédé permet de contrôler: Température Pression (faible taux porosité) 3. Injection 5. Démoulage 4. Cuisson 53

54 54 Application du RTM dans l industrie aéronautique Hélices d avion Aubes de turbine A400M Composite tressé 2D Aube de turbine Fan Composite tissé 3D Pâles d avion sont dimensionnées à la fatigue et à l impact Contrairement aux stratifiés d UDs très bonne tenue à l impact

55 55 Autres applications du procédé RTM Intérêt du RTM pour le domaine automobile Application pour la course automobile [Drechsler 07] Structures composites «One shot» Crash frontal Mercedes Mac Laren SLR Composite tressé 3D pour absorbeur d énergie

56 Procédés de fabrication de composites tissés Procédé pré-imprégné Drapage de pli tissé 2D similaire au pli UD + Stratifié de tissé autoclave Procédé RTM Procédé permettant de réaliser des structures avec des faces lisses Procédé par infusion Procédé permettant de réaliser de larges structures avec une face lisse Enroulement filamentaire Procédé permettant de réaliser des structures de révolution 56

57 Comment produire de larges structures avec une face lisse? Procédé d infusion Principe: Résine est injectée entre un moule et un sac à vide, contrairement au RTM. Moins chère que le RTM (un moule) Valable pour les résines à faible viscosité Permet d obtenir de forts taux de fibres Seulement une face lisse (coté moule) Procédé complexe à maîtriser Différents types d infusion Flot longitudinal Procédé d infusion low-cost Valable pour les structures intermédiaires Flot transverse par une surface médiane Fort taux de fibre Résine à faible viscosité Procédé plus répétitif Coût du matériel auxiliaire [Miravete 07] 57

58 Application du procédé d infusion Industrie Eolienne Flot transverse Stanford Composites Class, 11-September-2007, Paul Veers >60m Pâle d éolienne LM Glassfiber Autres applications Courtesy of LM Glassfiber The leading worldwide independent supplier of wind turbine blades 12 factories Six countries Three continents In-house engineering from wind tunnel to coupon testing Mostly glass fiber Some larger blades use carbon fiber Infusion manufacturing process Application marine [Veers 07] Large réservoir

59 Procédés de fabrication de composites tissés Procédé pré-imprégné Drapage de pli tissé 2D similaire au pli UD + Stratifié de tissé autoclave Procédé RTM Procédé permettant de réaliser des structures avec des faces lisses Procédé par infusion Procédé permettant de réaliser de larges structures avec une face lisse Enroulement filamentaire Procédé permettant de réaliser des structures de révolution 59

60 Comment réaliser des structures de révolution? Enroulement filamentaire 2. Imprégnation 1. Bobine de fibres 3. Pré tension des fibres 6. Démoulage 4. Enroulement [Miravete 07] 5. Cuisson 60

61 Comment réaliser des structures de révolution? Enroulement filamentaire 2) Impregnation des fibres 2. Imprégnation 1. Bobine de fibres 3. Pré tension des fibres 6. Démoulage 4. Enroulement 5. Cuisson 61

62 Comment réaliser des structures de révolution? Enroulement filamentaire 4) Enroulement 2. Imprégnation Hélicoïdal 1. Bobine de fibres 3. Pré tension des fibres Polaire 6. Démoulage Circonférentiel 4. Enroulement 5. Cuisson 62

63 Comment réaliser des structures de révolution? Enroulement filamentaire 2. Imprégnation 1. Bobine de fibres 3. Pré tension des fibres 6) Démoulage 6. Démoulage Etape complexe (éviter endommagement initial) 4. Enroulement 5. Cuisson 63

64 Application enroulement filamentaire (1/2) Utilisation des matériaux composites pour un gain en masse et une meilleure tenue à l oxydation 64

65 65 Application enroulement filamentaire (2/2) Domaine aérospatial Domaine aéronautique Fuselage one shot Structures de lanceurs spatiaux

66 Présentation des matériaux sandwichs Ame (nid d abeille) Peau (UD, tissé) Peau (UD, tissé) Différents types d âme Mousses: Faible coût Faible prop. mécanique Nid d abeille: Forte prop. mécanique Coût important Stockage humidité Ames spécifiques: Mousse renforcée et limitations Forte rigidité de flexion Gain de masse Matériau multifonctionnel t 2t 4t Risque de flambement Décollement âme/peau Stiffness Rigidité flexion Bending Résist. flexion stress Weight Poids ,5 1, ,2 1,06 [Petiot 07] 66

67 67 Application des matériaux sandwichs (1/2) Domaine des lanceurs Domaine des satellites Différent supports d antennes Panneau instrumenté Ariane 5 Structure Sylda (seconde charge utile) Panneau d équipement

68 Application des matériaux sandwichs (2/2) Industrie aéronautique Industrie marine Fuselage composite Panneaux sandwich galbés Sandwich avec Âme nid d abeille Foldcore Déformable Drainage Faible coût Sandwich nida très utilisé dans le domaine naval [Middendorf 07] 68

69 Sommaire 1) Pourquoi les composites? 2) 3) 4)

70 70 / limitations des matériaux composites Hautes rigidités spécifiques (E/r) Coût matériau important Choix de matériau IM/Epoxy Coût matériau + coût procédé Hautes résistances spécifiques (s/r) Dispersion matériau importante Choix de matériau HS/Epoxy Faible sensibilité à la fatigue Moins sensible que matériaux métalliques Dimensionnement au «juste» besoin Optimisation empilement / géométrie Faible sensibilité à la corrosion Forte sensibilité aux trous Zones à fort gradient Tenue à l impact Faible tenue pour UD tissés 3D Faible conductivité électrique Isolation, foudre, EMC Formes complexes «one shot» Réduction des coûts assemblages Sensibilité à l environnement Vieillissement thermique, humide

71 Importante sensibilité aux zones singulières IW [Petiot 07] Carbone / Epoxy [0 /±45 /90 ] s Aluminium Alloy [Camanho 07] Contrainte à rupture 450 MPa 450 MPa Fatigue limite après 107 cyces ~ 400 MPa ~ 170 MPa Contrainte rupt. (section nette) ~ 250 MPa ~ 450 MPa Fatigue limite après 107 cyces ~ 200 MPa ~ 90 MPa Tenue des plaques perforées Diminution de la contrainte à rupture section nette par un facteur 2 ou 3 Contrairement aux matériaux métalliques Mécanismes d endommagement complexes proche de la singularité [Hallet 09] Faible sensibilité à la fatigue 71

72 72 Tenue à l impact Glace Oiseaux Oiseaux Manipulation des bagages Chargement du fret Débris de moteur Débris de piste [Lorca 07] Stratifié UD Tissé 3D Tenue à l impact des composites Mécanismes de dégradation complexes Stratifié UD: fissure trans., délaminage Tissé 3D: fissuration, décohésion Faible tenue pour les stratifiés UD Faible tenue résiduelle due au délaminage Bonne tenue à l impact des tissés 3D

73 Tenue à la foudre Foudroiement Boeing 747 Problématique liée au fuselage composite Chaque avion foudroyé 1 fois an Mauvaise conductivité des composites Impact à la foudre induit endommagements importants (délaminage) dans stratifiés UD Problèmes complexes et multi physiques Nécessité rajout treillis métallique Création d un réseau électrique (ajout masse) Délaminage Rupture de fibres Rupture de fibres Délaminage aux différentes interface du composite stratifié Cadre en bronze pour protection à la foudre 73

74 Dimensionnement des structures composites Complexité de modélisation Mécanismes d endo. complexes Mécanismes de ruine complexes Ruine de plaque trouée Ruine d assemblage boulonné Vieillissement Manque de confiance dans les modèles Stratifié [0 /90 ] s en traction Certification des pièces composites Manque de confiance simulation Essais Simulation Besoin d importantes campagnes d essais Perte de compétitivité avec solutions métalliques 74

75 75 Certification d avions civils Essai Nécessité de certifier les structures à toutes les échelles de l avion - Pyramide d essais de certifications - Calcul Echelle du coupon Plaque lisse Plaque trouée Trouée habitée Pyramide de certification + répétitions de chaque essai pour dispersion

76 76 Certification d avions civils Essai Nécessité de certifier les structures à toutes les échelles de l avion - Pyramide d essais de certifications - Calcul Echelle du détail structural Jonction boulonnée Essai de dépliage Pyramide de certification + répétitions de chaque essai pour dispersion

77 77 Certification d avions civils Essai Nécessité de certifier les structures à toutes les échelles de l avion - Pyramide d essais de certifications - Calcul Echelle du composant [Source Boeing] Essai sur caisson de l aile Jonction fuselage voilure Pyramide de certification [Source EADS]

78 Certification d avions civils Essai Nécessité de certifier les structures à toutes les échelles de l avion - Pyramide d essais de certifications - Calcul Echelle du sous-ensemble B787 essai sur barrel Essai de crash (B787) Pyramide de certification [Source Boeing] 78

79 Certification d avions civils Essai Nécessité de certifier les structures à toutes les échelles de l avion - Pyramide d essais de certifications - Calcul Echelle de l avion Torsion ses ailes Essai statique sur A380 Pyramide de certification Important moyen d essais + 1 essai de fatigue [Source Airbus] 79

80 80 Certification d avions civils Essai Nécessité de certifier les structures à toutes les échelles de l avion - Pyramide d essais de certifications - Calcul Besoin industriel Réduire le nombre d essais Réduire les temps de développement Réduire les coûts de certification Remplacer certains essais par simulations (échelle intermédiaire) Démarche de «Virtual testing» Nécessité de réaliser des essais aux échelles basses et hautes Caractériser et identifier les modèles Valider les simulations sur structures Pyramide de certification Besoin modèles robustes et efficaces Associée à des formations en BE

81 81 / limitations des matériaux composites Hautes rigidités spécifiques (E/r) Coût matériau important Choix de matériau IM/Epoxy Coût matériau + coût procédé Hautes résistances spécifiques (s/r) Choix de matériau HS/Epoxy Faible sensibilité à la fatigue Moins sensible que matériaux métalliques Dimensionnement au «juste» besoin Optimisation empilement / géométrie Faible sensibilité à la corrosion Forte sensibilité aux trous Zones à fort gradient Tenue à l impact Faible tenue pour UD tissés 3D Faible conductivité électrique Isolation, foudre, EMC Sensibilité à l environnement Vieillissement thermique, humide Formes complexes «one shot» Réduction des coûts assemblages Dimensionnement non optimisé Manque de confiance dans la modélisation

82 82 bibliographiques Barrau J.-J., Laroze S., Calcul des structures en matériaux composites, Masson, Paris, Bathias C. Matériaux composites, 2 ème édition, édition Dunod-l usine nouvelle, Paris, Berthelot J.-M., Matériaux composites : comportement mécanique et analyse des structures, Masson, Paris, Gay D., Matériaux composites. : 5e edition, Hermès / Lavoisier, Paris, Tsai S.W., Ha S.S., Miyano Y., Tay T.E., Sihn S., Strength & Life of Composites, Aero & Astro, Stanford, 2009.