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Les composites en aérospatiale

parJacques CINQUIN Docteur en Matériaux composites de l'Université Claude-Bernard LYON I Responsable du service Matériaux composites et organiques Centre Commun de Recherche EADS (European Aeronautic Defence and Space) France e choix des matériaux, quelle que soit l'industrie aérospatiale, automobile, ferroviaire, sports et loisirs, bâtiment, génie civil... est toujours un problème complexe où le compromis coût/performance règne en maître. Aujourd'hui en Europe, le marché aérospatial représente environ 120 000 tonnes annuelles de matériaux pour la fabrication des structures (avions, hélicoptères, satellites, missiles), ce qui est relativement modeste si l'on compare ces chiffres uniquement à l'industrie automobile qui représente un tonnage de matériaux utilisé environ 100 fois supérieur. Sur les avions commerciaux, les premiers appareils produits industriellement en grande série utilisaient essentiellement des alliages d'aluminium, de l'acier et du titane. Aujourd'hui, les avions commerciaux les plus récents utilisent en masse encore 54 % d'alliage d'aluminium, mais 20 % de matériaux composites ont été introduits dans la structure, 13 % d'acier, 6 % de titane et 7 % de maté- riaux divers. La qualité première des matériaux composites est de procurer un gain de masse sur la pièce de structure finale compris entre 25 % et 30 % par rapport à une solution alliage d'aluminium tout en conservant d'excellentes propriétés mécaniques. La notion de coûts comparés entre une solution composite et une solution métallique est quant-à-elle assez complexe et très délicate à maîtriser selon que l'on parle de coût d'achat des matières de base, où le prix des préim- prégnés est plus de dix fois supérieur au prix de l'alliage d'aluminium, ou de prix de revient de la pièce élémentaire ou de sous-ensemble complets en intégrant ou non les coûts de maintenance sur la vie du produit. Les principaux matériaux utilisés pour les fibres sont le carbone, le verre et l'aramide. Les matrices sont principalement des matrices thermodurcissables époxydes pour les structures, des matrices thermodurcissables phénoliques pour les aménagements intérieurs. Les matrices thermoplastiques commencent

à être introduites pour la réalisation de structures primaires.1. Principales motivations.........................................................................AM 5 645 - 2

1.1 Évolution des composites........................................................................... - 4

1.2 Intérêts et inconvénients pour le constructeur ......................................... - 6

1.3 Intérêts et inconvénients pour les utilisateurs finaux............................... - 7

2. Applications.............................................................................................. - 8

2.1 Avions et hélicoptères................................................................................. - 8

2.2 Produits spatiaux (satellites)....................................................................... - 12

2.3 Produits militaires (missiles) ...................................................................... - 13

3. Perspectives d'utilisation...................................................................... - 14

4. Conclusion................................................................................................. - 14

Pour en savoir plus........................................................................................... Doc. AM 5 645

L

LES COMPOSITES EN AÉROSPATIALE ______________________________________________________________________________________________________

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AM 5 645 - 2© Techniques de l'Ingénieur, traité Plastiques et Composites Dans cet article, on se propose de présenter les avantages et inconvénients des matériaux composites pour la réalisation des pièces de structure d'avions, d'hélicoptères, de satellites et de missiles du point de vue du constructeur et du point de vue de l'utilisateur final. Dans le dernier paragraphe, on s'efforcera de présenter les tendances d'évolution d'utilisation des composites sur les struc- tures aérospatiales.

1. Principales motivations

La principale motivation d'utilisation des matériaux composites pour la réalisation de structures sur les produits aéronautiques est essentiellement le gain de masse apporté tout en conservant d'excellentes caractéristiques mécaniques. Les matériaux composites présentent aussi une quasi-insensibi- lité à la fatigue en comparaison des matériaux métalliques qui nécessitent en maintenance un suivi régulier de la propagation des fissures de fatigue dans les pièces de structure. De plus, les matériaux composites ne sont pas sujet à la corro- sion. Cependant, ils nécessitent une bonne isolation électrique lors des assemblages avec des pièces en alliage léger entre le composite et le métal pour éviter la corrosion galvanique de l'aluminium si la fibre de renfort est en carbone. Les techniques de fabrication des matériaux composites permet- tent l'obtention de formes complexes directement par moulage avec possibilité de réaliser en une seule pièce un ensemble, qui en métal nécessiterait plusieurs sous-éléments. Cela permet de réduire les coûts d'assemblage de façon importante. De par la structure et les procédés de fabrication des composites, les concepteurs de piè- ces composites peuvent positionner dans une pièce la matière aux endroits où elle est nécessaire et aligner les fibres de renfort dans les directions des efforts de la pièce. Pour retirer tout le bénéfice de l'utilisation des composites sur une structure, il est donc impératif au niveau du bureau d'étude de disposer d'une filière complète composite pour concevoir les pièces en fonction du matériau et du procédé de mise en oeuvre le plus adapté. Si le coût matière première des préimprégnés est relativement élevé par rapport aux alliages d'aluminium (facteur pouvant être supérieur à 10), cette différence de coût est en partie compensée par le fait que les chutes matériaux sont relativement limitées de par les procédés de fabrication utilisés (moulage). En comparaison, une pièce en alliage d'aluminium peut présenter des taux de chutes de matières (matière enlevée à l'usinage) pouvant atteindre 90 %. La majorité de la matière part donc en copeaux à l'usinage. Les matériaux composites présentent cependant un certain nom- bre de particularités qu'il faut prendre en compte. ?Vieillissement. Si les composites sont insensibles à la corro- sion, le vieillissement humide n'est pas à négliger car il induit une baisse des propriétés. Par contre, cette baisse des propriétés est limitée, et à partir d'un état de saturation n'évolue plus, ce qui per- met de pouvoir prendre en compte cette chute de performance directement à la conception sans rencontrer de problèmes particu- liers au cours de l'utilisation contrairement à la corrosion qui peut détruire petit à petit l'intégrité des structures métalliques si la pro- tection n'est pas parfaitement réalisée. ?Tenue à la foudre. Du fait de la conductivité électrique non suf- fisante des matériaux composites, une protection particulière doit être utilisée pour protéger les structures contre les foudroiements. Une solution a été trouvée en ajoutant à la surface des structures un

grillage de bronze qui a pour rôle d'écouler les charges électriquesaccumulées lors d'un foudroiement de la structure en vol. Pour une

structure non protégée, un impact de foudre peut entraîner la perfo- ration de la structure alors qu'après protection par un grillage de bronze les charges électriques s'écoulent sur la structure sans endommagement prépondérant de cette dernière. ?Comportement aux chocs. C'est un paramètre important à prendre en compte dans le dimensionnement d'une structure en composite. En effet, des chocs comme la chute des outils lors des opérations d'assemblage ou de maintenance peuvent entraîner des délaminages qui peuvent réduire les performances mécaniques de façon non négligeable (jusqu'à 50 %). Des précautions particulières doivent être prises pour éviter ce type de désagrément (protection de certaines zones de pièce avec de la mousse pendant les phases d'assemblage par exemple). ?Sensibilité aux trous. Les structures composites sont assem- blées généralement par boulonnage et rivetage. Le fait de percer les structures composites peut entraîner des chutes de performance de

50 % sur certains matériaux. Cette particularité de comportement

est primordiale à prendre en compte lors de la conception des pièces. Sur la figure 1 est présentée une rapide comparaison des perfor- mances obtenues entre un composite à drapage isotrope et un alliage d'aluminium. Sur éprouvette initiale non fatiguée, la résis- tance en traction est identique. Le fait de fatiguer l'éprouvette de 10 7 cycles ne modifie pas de façon significative la résistance rési- duelle en traction du composite (- 11 %) tandis que pour l'alliage d'aluminium la résistance résiduelle de traction est diminuée de plus de 60 %. Le fait de percer un trou dans l'éprouvette (les trous sont nécessaires pour l'assemblage des pièces) ne provoque pas de chute de résistance résiduelle en traction pour l'alliage d'aluminium tandis que sur un composite isotrope la chute de résistance rési- duelle est de l'ordre de 45 %. Si l'on applique 10 7 cycles de fatigue sur une éprouvette trouée on constate sur le composite une chute de résistance résiduelle de l'ordre de 55 % tandis que sur l'alliage d'aluminium la chute de résistance peut atteindre 80 %. Les principales fibres de renfort utilisées pour les matériaux composites structuraux aéronautiques sont les fibres de carbone (haute résistance HR, module intermédiaire IM, haut module HM), les fibres d'aramide, et les fibres de verre. Les principales matrices utilisées pour les pièces de structure sont : - pour les matrices thermodurcissables, les résines époxydes les aménagements intérieurs) ; - pour les matrices thermoplastiques, les résines en polyéther- imide (PEI), les résines en polysulfure de phénylène (PPS), les rési- nes en polyétheréthercétone (PEEK). Quelques caractéristiques sont données sur les différents maté- riaux utilisés en aéronautique au niveau des fibres de renfort, des matrices et des composites finaux dans les tableaux 1, 2 et 3.

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Figure 1 - Comparaison des performances résiduelles en traction et en fatigue d'éprouvettes en composite à fibres de carbone

et en alliage d'aluminium

Résistance

en tractionTenue en fatigue après 10 7 cyclesRésistance en traction d'une plaque percée (MPa) (MPa) (MPa) (MPa)

Composite

carbone isotrope450 400
250
200

Alliage

aluminium45

170 50

90Tenue en fatigue

après 10 7 cycles d'une plaque percée

Tableau 1 - Propriétés des principales fibres de renfort utilisées dans les composites pour l'aérospatiale

Type de fibresContrainte rupture en traction(MPa)Module de traction (GPa)Allongement à rupture(%)DensitéCoefficient de dilatation sens fibre (10 -6 /K)

Carbone HR 3 900 230 1,6 1,77- 0,1 à - 0,3

Carbone IM 5 300 300 1,8 1,78- 0,3 à - 0,8

Carbone HM 3 900 540 0,7 1,93- 0,8 à - 1,5

Bore 3 600 400 0,9 2,5

Aramide 3 600 125 2,9 1,44- 5,2

Verre S 4 500 73 5 2,5 2

Tableau 2 - Propriétés des principales matrices utilisées dans les composites pour l'aérospatiale

PhénoliqueSans objet

Bismaléimide 100 4 100 2,4 1,3 260 Sans objet

PolyimideSans objet

Thermoplastique

Polysulfure de phénylène (PPS)65 3 800 1,6 1,35 90 283

Thermoplastique

Polyétheréthercétone (PEEK)100 3 600 4,9 1,3 143 334

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1.1 Évolution des composites

1.1.1 Avions et hélicoptères

Présents depuis le début des années 1960 sur les structures d'avions civils, les composites fibres de verre/résine organique ont été introduits en quantité sans cesse croissante par tous les constructeurs d'avions au fur et à mesure du lancement des nou- veaux programmes ou du développement d'avions existants. Les applications restent toutefois limitées, en raison du manque de rigi- dité de la fibre de verre, aux aménagements intérieurs comme les planchers et aux structures secondaires comme les carénages et capotages. L'utilisation des composites renforcés par des fibres de verre a atteint un plafond avec les avions civils gros porteurs de type Airbus A300 B2/B4 et les premiers Boeing 747 au début des années

1970. Par exemple sur Airbus A300 B2/B4, les composites à base de

fibres de verre sont introduits à hauteur de 3,3 t ce qui représente6 % de la masse de la structure de l'avion. Les premières applica-

tions des composites renforcés avec des fibres de carbone sont apparues au début des années 1970 avec des pièces secondaires comme les portes de nacelles sur le Vautour, ou des parties mobiles de voilure sur Concorde. L'utilisation intensive du carbone comme fibre de renfort sur les composites pour avions civils débute dans la fin des années 1970 avec les aérofreins et les bielles de support plancher sur Airbus A310. À la fin des années 1980, les composites à base de fibres de carbone ont été introduits pour la première fois en production sur une voilure d'avions civils ATR72, avion de transport d'une capacité de 70 personnes. À la fin des années 1970, les fibres d'aramide font leur introduction comme matériau de renforcement des composites. Les premières utilisations se trouvent sur des caré- nages réalisés principalement en conception sandwich avec une

âme nid d'abeille.

La figure 2 présente les différentes introductions de pièces composites sur les avions Airbus.

Tableau 3 - Comparaison des caractéristiques des principaux matériaux composites utilisés en aérospatiale

Époxyde/carbone HR 1,6 143 2 000 89

Époxyde/carbone IM 1,6 174 2 400 108

Époxyde/carbone HM 1,7 320 2 000 188

Époxyde/verre 55 % fibre en volume 2 25 350 12,5

Époxyde/aramide 1,35 70 1 500 52

Alliage aluminium 2,7 70 300 à 650 26

Acier 7,8 210 27

Titane 4,5 120 1 100 27

Figure 2 - Introduction des pièces composites de structure sur avions Airbus Capot

Radôme+ Volets

+ Spoilers +Aérofreins+Élevons + Caisson dérive+ Caisson interne plan horizontal + Trappes train d'atterrissage + Ailerons+ Ailerons + Caisson externe plan horizontal + Nacelles monolithiques + Poutre ventrale + Fond arrière étanche fuselage

1970-1980 1980-1990 1990-2000 2000-2010

A 300-B2 A 310-200

A 310-300A 320-200

A 330-300A 340-300 A 340-600/500

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(0) Le rapide développement des composites sur les avions militai- res est né des exigences des concepteurs qui reposaient sur la rigi- dité et la charge de rupture maximale pour une densité minimale de la structure. Les premières pièces ont utilisé les fibres de verre mais les applications se sont limitées aux zones non critiques du fait de la rigidité insuffisante de la fibre de verre. L'apparition des fibres de bore dans les années 1960 a permis d'introduire des pièces compo- sites à matrice organique comme les déflecteurs d'air sur le F111 ou les empennages horizontaux et verticaux des F14 et F15. Du fait du coût prohibitif de la fibre de bore, cette dernière a été progressive- ment remplacée par la fibre de carbone avec une première applica- tion au milieu des années 1970 sur le gouvernail de direction du Mirage III. Le tableau 4 présente les principales pièces introduites en composite sur les avions militaires. Pour les hélicoptères, dès les années 1950 les composites verre/ polyester puis les composites fibres de verre/résine époxyde ont été utilisés sur des pièces secondaires telles que des capots ou des carénages. À la fin des années 1960, les premières pales composites réalisées en fibres de verre/résine époxyde et nid d'abeille sont introduites sur les hélicoptères. Au milieu des années 1970, des moyeux rotor intégralement en composite bobiné fibres de verre/ résine époxyde sont introduits sur les hélicoptères Écureuil et Dau- phin. Au milieu des années 1980, la dérive avec fenestron intégré ainsi que des parties de fuselage d'hélicoptère sont réalisées en composite. À la fin des années 1990, les premiers hélicoptères avec un fuselage tout composite font leur apparition avec le NH90 et le

Tigre.

Il faut noter que l'introduction sans cesse croissante des maté- riaux composites dans les structures d'avions et d'hélicoptères se fait au détriment des alliages d'aluminium. Les aciers, essentielle-

ment utilisés dans les trains d'atterrissage, restent à environ 13 %d'utilisation en masse sur les avions civils tandis que le titane prin-

cipalement utilisé dans les pièces de fixation des réacteurs à la cel- lule reste environ à 6 % d'utilisation en masse.

1.1.2 Produits spatiaux (satellites)

Les premières pièces composites sont introduites sur les satellites dans la fin des années 1970. Les matériaux utilisés sont essentielle- ment des fibres de carbone haut module avec résine époxyde. Des fibres de carbone classiques haute résistance sont aussi utilisées pour certaines pièces.

1.1.3 Produits militaires (missiles)

Les premiers matériaux composites ont été introduits sur les mis- siles balistiques dans le milieu des années 1960 par l'utilisation de structures bobinées fibres de verre/résine époxyde. Les structures bobinées fibres d'aramide/résine époxyde ont été introduites dans la fin des années 1970. Les fibres de carbone pour la réalisation de structures bobinées ont été introduites dans le milieu des années 1970.
Pour les missiles tactiques, les premières utilisations de compo- site sont apparues vers la fin des années 1960 avec la réalisation de tubes lance-missiles bobinés en fibres de verre/résine époxyde ainsi que la réalisation de réservoirs à poudre de propulsion avec les divergents bobinés en fibres de verre/résine phénolique. Les fibres d'aramide ont été introduites vers la fin des années 1970 sur les tubes lance-missiles et sur les réservoirs de gaz haute pression. Tableau 4 - Principales pièces composites introduites sur les avions militaires AppareilÉlément Matériau DateGain de masse

F111 Déflecteur d'air Bore/résine 1966 24

F14 Empennage horizontal Bore/résine 1970 19

F15 Empennage vertical Bore/résine 1971 25

F15 Empennage horizontal Bore/résine 1971 22

Mirage III Gouvernail de direction Carbone/résine 1975 20 Mirage F1 Empennage horizontal Bore/résine 1976 15

Mirage F1 Aileron Carbone/résine 1976 26

F16 Empennage horizontal Carbone/résine 1976≈ 20 F16 Empennage vertical Carbone/résine 1976≈ 20 Mirage 2000 Elevons Carbone/résine 1977≈ 20 Mirage 2000 Empennage vertical Carbone/résine 1978≈ 20

B1 Empennages Bore-carbone/résine 1978 19

Mirage 4000 Empennage vertical Carbone/résine 1978≈ 20 F18 Revêtement voilure Carbone/résine 1978≈ 20

AV8B Voilure Carbone/résine 1978≈ 20

Alpha jet Empennage horizontal Carbone/résine 1980≈ 20 Rafale Voilure et zone fuselage Carbone/résine 1994≈ 20 Eurofighter Voilure et zone fuselage Carbone/résine 1995≈ 20

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1.2 Intérêts et inconvénients

pour le constructeur

1.2.1 Avions et hélicoptères

Le constructeur pour rester compétitif par rapport aux produits des concurrents doit proposer les produits les plus performants à un prix acceptable. Pour les avions et hélicoptères, tout gain de masse sur une structure se répercute immédiatement soit par : - des systèmes supplémentaires embarqués d'aide à la naviga- tion ou au pilotage de l'appareil ; - soit par une masse embarquée de carburant plus importante, ce qui permet d'augmenter le rayon d'action ; - soit par une masse de fret ou un nombre de passagers plus élevé, ce qui augmente la rentabilité de l'appareil. D'une façon générale, pour un grand nombre d'exemples de pièces secondaires et même primaires, le coût d'acquisition des pièces composites est équivalent à celui des pièces métalliques, mais dans certains cas, le constructeur peut être amené à accepter un coût sensiblement plus élevé, à condition que le gain de masse apporté par les composites soit suffisant. C'est là qu'intervient la notion de " taux d'échange » ou de prix à payer au kilogramme gagné dont la valeur peut varier suivant la pièce pour un avion ou un hélicoptère entre 250 ? et 500 ? par kilogramme gagné. Parmi les avantages des matériaux composites, un certain nom- bre d'entre eux concerne un facteur important dans le transport aérien : la sécurité. Par leur caractère organique, les matériaux composites sont insensibles à la corrosion. Ils ont un excellent comportement en fatigue et leur structure fibreuse fait qu'une rup- ture brutale de pièce en service est quasiment impossible. Pour les avions, le niveau de sollicitation en fatigue étant faible, il n'y a pas propagation des dommages. Pour les cas où les sollicitations en fatigue sont plus élevées comme pour les hélicoptères, il est sou- vent possible, au niveau du dimensionnement, de choisir le mode d'endommagement qui ne remet pas en cause la fonction essen- tielle de la pièce, au moins pendant la durée qui sépare deux inspec- tions de maintenance. Un autre type d'avantage concerne les performances. Outre la possibilité d'obtenir des surfaces plus lisses par l'absence de rivets, les composites permettent d'obtenir des for- mes complexes, donnant ainsi toute liberté aux concepteurs des pièces d'adapter la géométrie externe de ces dernières pour optimi- ser le rendement aérodynamique et de ce fait augmenter les perfor- mances des appareils. Pour le constructeur, l'utilisation des matériaux composites permet lors de la conception et de la fabrica- tion des pièces, de réaliser des ensembles élémentaires intégrant plusieurs fonctions, ce qui permet de diminuer le nombre de pièces élémentaires réduisant de fait les opérations d'assemblage intermé- diaire. Des exemples sont donnés tableau 5. La conductivité électrique des composites à matrice organique étant relativement faible même lors de l'utilisation de fibres de car- bone, des précautions particulières ont dû être prises pour remédier

au problème de foudroiement. Par exemple, l'ajout d'un grillagemétallique (couramment en bronze) sur le dernier pli des pièces

(sous la couche de peinture) facilite l'écoulement des charges élec- triques à la surface des pièces pouvant être exposées aux impacts de foudre. La sensibilité aux chocs de faible énergie, comme la chute d'outils lors des opérations d'assemblage ou de maintenance des appareils, est un point particulier qui nécessite de prendre des actions de pro- tection.

1.2.2 Produits spatiaux (satellites)

Pour les satellites, la chasse au kilogramme gagné est encore plus vitale que pour les avions ou hélicoptères, et le taux d'échange qui était compris entre 250 ? et 500 ? par kilogramme gagné sur avion ou hélicoptère peut atteindre pour certaines pièces de satellite des valeurs de l'ordre de 40 000 ? par kilogramme gagné. Un des principaux problèmes pour les satellites de télécommuni- cation ou d'observation est la stabilité géométrique de la structure des antennes d'émission et de réception. La moindre variation géo- métrique des antennes induit une perte de qualité du signal trans- mis et fait donc chuter les performances du satellite. Même si l'on peut ajouter des correcteurs de positionnement de structure pour maintenir la qualité des signaux transmis, ces systèmes ont une cer- taine masse qu'il convient de réduire le plus possible pour embar- quer le maximum de masse " utile » de canaux de transmission d'informations. Les déformations de la structure peuvent avoir une origine thermique avec des expositions en température pouvantquotesdbs_dbs35.pdfusesText_40

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