Introduction Compositev2

Introduction générale sur les matériaux composites Frédéric Laurin

Aussois 2011 Les composites – De l’élaboration du matériau aux performances des structures Introduction Définition Pourquoi les composites?

Introduction générale générale sur les matériaux composites

Constituants Matrice Fibres Adhésion fibre/matrice

Architectures Pultrusions SMC UD pré-imprégné

Objectifs 1) Définir les matériaux composites

2) Présenter les constituants d’un composite

Matériaux tissés Matériaux sandwichs

3) Présenter les architectures d’un composite

Conclusions Avantages

4) Décrire les différentes modes d’élaboration

Limitations

Références

5) Décrire leur intérêt et leurs applications industrielles



Architectures Pultrusions SMC

Sommaire 1) Introduction Définition Pourquoi les composites ?

2) Constituants Matrice Fibres Adhésion fibre/matrice

UD pré-imprégné Matériaux tissés Matériaux sandwichs

3) Architectures Pultrusions

Conclusions

SMC

Avantages

UD pré-imprégné

Limitations

Matériaux tissés

Références

Matériaux sandwichs

4) Conclusions Avantages Limitations

Aussois 2011 Les composites – De l’élaboration du matériau aux performances des structures Introduction Définition

Définition générale d’un matériau composite

Pourquoi les composites?

Constituants

Définition générale [Berthelot 96]

Matrice Fibres Adhésion fibre/matrice

Architectures

« Le matériau composite est constitué de l’assemblage d'au moins deux matériaux non miscibles et de nature différente, différente, se complétant et permettant d’aboutir à un matériau dont l’ensemble des performances est supérieur à celui des composants pris composants pris séparément. »

Pultrusions SMC UD pré-imprégné Matériaux tissés

Définition des matériaux composites Renfort





Les propriétés des constituants



Le taux volumique de renforts



Distribution géométrique des renforts



Nature des interfaces renfort/matrice



Procédé de fabrication

Limitations

Références

Matrice


Classification des matériaux composites


Constituants Matrice

Forme des renforts

Nature des constituants

Inclusions

Fibres Adhésion fibre/matrice

Architectures

Distribution aléatoire des renforts

Pultrusions

Composites à matrice organique • Fibres céramiques (Carbone, Verre) • Fibres organiques (Kevlar) • Fibres métalliques (Bore, Aluminium) T700/M21

SMC UD pré-imprégné

Renforts fibres courtes



Distribution et orientation aléatoire des renforts

Composites à matrice métallique • Fibres céramiques (Sic) • Fibres métalliques (Bore)

Sic/Ti

Limitations

Renforts fibres longues Références

Composites à matrice céramique • Fibres céramiques (Sic)

Stratifiés tissés Sic /Sic f


Pourquoi les matériaux composites (1/2) ?


Constituants

Utilisation des matériaux composites principalement pour réduire la masse des structures due à leur excellent rapport: masse / rigidité / résistance


Architectures Pultrusions SMC UD pré-imprégné Matériaux tissés Matériaux sandwichs


UAVs

900

Wind Energy

[Roesler 07]

IACC

850 h y t t g i 800 n s ) n i e c r e t p / S D / i c s 750 i f i s K s ( c e e t r p 700 S S

Helicopters Spruce Goose

Military

B-52

Commercial Wings

7055

650

7150

777-wing

Limitations

7075

B-47

600

Références

757 767

2324 2224

737 747

550 500

Commercial Tails

DC-7 Comet

2024

Metallics Composites

DC-3

1930

1950

1970

1990 Year

2010

2030

2050


Pourquoi les matériaux composites (2/2) ?


Constituants

Matériau au “juste” besoin

Matrice

Rigidité:

Fibres

• Pourcentage de fibres • Choix des constituants

Adhésion fibre/matrice

Obtention de propriétés spécifiques Propriétés spécifiques:

• Matériau à coefficient de dilatation nul -200°C

Architectures Anisotropie:

Pultrusions

• Orientation des fibres

SMC

+80°C

Support instruments optiques


Conclusions Avantages Limitations

Références

Matériau multifonctionnel

Faible sensibilité à la fatigue


Fonctionnalités:

• Acoustique • Conductivité • Résistance au feu • Instrumentation

Fatigue: Faible sensibilité à la fatigue pour les matériaux Carbone/Epoxy


Matériaux composites dans l’industrie aéronautique


Constituants

Hélicoptères


Forte utilisation des matériaux composites NH90 (>90%)


[Tsai 08]



Références

Avions Lente croissance des matériaux composites (+ rapide pour le militaire)





Matériaux composites dans l’aviation % B787 e50

t i s o p m o c40 u a i r é t a 30 m e d e g a t n20 e c r u o P

Evolution % matériau composite A350XWB Augmentation continue continue pour la gamme Airbus Rupture technologique pour le B787 A400M A380

A340 A320 A300

B777

A310

10 B747-300

B767

Références

Années 1970

1975

1980 B737

1985 B757

1990

1995

2000

2005

2010

2015


Constituants

Matériaux composites dans l’industrie Utilisation des matériaux composites dans le domaine aéronautique est relativement faible (principalement les matériaux hautes perfor mances)




Références

[Source Toray]








Conclusions

SMC

Avantages

UD pré-imprégné

Limitations

Matériaux tissés

Références




Constituants Matrice Fibres

Les différentes matrices Matrice Epoxy (hautes propriétés mécaniques)

Matrices thermodurcissables Bonnes propriétés mécaniques

Les plus utilisées dans l’industrie

Polyester insaturé (Faible coût, plus utilisé)


Architectures

Matrices thermoplastiques

Pultrusions SMC

Bonne tenue à l’impact

UD pré-imprégné

Pauvres propriétés thermomécaniques



Polyimide C/PMR15 (250°C-300°C)

Matrices thermostables Plus hautes propriétés thermiques des matrices organiques

Bismaleimide Kerimid (180°C-200°C)

Références Autres matrices

Application haute Température (>1000°C)

Matrices métalliques (Titane)

Matrices céramiques (Sic) …

Disque turboréacteurs SiC/Ti


Les matrices thermodurcissables


Constituants

Matrices polyester


Groupe Polyester

Matrice la plus utilisée (90% du marché)

Characteristics

Polyester

Density (g/cm3)

1.2

Tensile modulus (GPa)

2.8-3.5

Tensile strength (GPa)

0.05-0.08

Glass temperature (°C)

60-100


Bonnes propriétés mécaniques Faible coût

Faibles propriétés à partir de 120°C

Très sensible à l’impact


Matrices Epoxy


Références

Matrices utilisées pour les structures hautes performances (5% du marché)

Groupe Epoxy O –

–

– CH – CH2

Hautes propriétés mécaniques (<190°C) Bonne adhésion avec métalliques

Characteristics

Epoxy

Density (g/cm3)

1.1-1.5


3-5


0.1-0.15


290

Temps important de polymérisation Coût important


Comparaison entre les matrices thermodurcissables


Comparaison des résistances Constituants Matrice Fibres Adhésion fibre/matrice


10

) a 9 P 8 M ( h t g n e r t s e l i s n e T

7 days at 20C 5 hours at 80C

7 5 4 3 2 1

Epoxy

Vinyl ester

Polyester

UD pré-imprégné Matériaux tissés

) a4.5 P 4 G (

7 days at 20C 5 hours at 80C

3.5

s u 3 l u d2.5 o M 2 e l i 1.5 s n 1 e T0.5

6

0

Comparaison des rigidités

5

0

Epoxy

Vinyl ester

Polyester

[Miravete 07]

Comportement en fatigue



Conclusions sur la matrice Epoxy Matrice la plus rigide Matrice plus forte résistance

Références

Meilleure tenue à la fatigue quand associée aux fibres Verre ou Carbone (bonne adhésion)


Les matrices thermoplastiques Matrices Thermoplastiques



Thermoplastique

Characteristics

Polypropylene

Polyamide

Density (g/cm3)

0.9

1.14


1.1-1.4

1.2-2.5


0.02-0.035

0.06-0.08


50-60

65-100

Thermodurcissable

UD pré-imprégné

Bonne tenue à l’impact

Matériaux tissés

Conservation du matériau aisée



Références

Pauvres propriétés thermomécaniques Sensible aux solvants Coût de fabrication élevé

Application des composites Thermoplastiques Les plus utilisés: • AS4/PEEK • C/PPS

Tendance sur Carbone/Epoxy Ajout de nodule thermoplastique pour la tenue à

Applications limitées dans l’industrie aéronautiques

l’impact Impact sur C/PPS à 15J

Thermoplastic

nodules nodulus


Les matrices thermostables Matrices Bismaléimides

Constituants

Groupe BMI



[Miravete 07]

Property

Value

Density (g/cm3)

1.23

Young’s modulus (GPa)

2.7 –3.5

Tensile strength (MPa)

45

Strain to failure (%) Glass temperature (°C)

Circuit imprimé Haute tenue à la température Facile à produire (procédé RTM)

1.3 –2.2 230

Fort coût Propriétés mécaniques modérées


Conclusions

Matrices Polyimides Groupe Imide

Avantages Limitations

Références

NASA C/PMR-15 (250°C-300°C) Très haute tenue à la température

Property

Value

Density (g/cm3)

1.43

Young’s modulus (GPa)

3.2


69 - 89

Strain to failure (%) Glass temperature (°C)

4-8 360

Fort coût Procédé de fabrication complexe


Les matrices métalliques et céramiques Matrices Métalliques


Procédé Fibre / Feuillard

Fibres

Ti-Alloy


Architectures

Procédé fibre pré-enrobée

Sic

+

Fibre Sic Ti-Alloy

Pultrusions SMC UD pré-imprégné Matériaux tissés Matériaux sandwichs


Propriétés in-situ de la matrice peuvent être différentes de celles de la matrice seule Références Matrices Céramiques Les matrices céramiques sont renforcées par des fibres Sic ou fibres de Carbone

Matrices utilisées pour les applications très hautes températures


Les différentes fibres (1/3)

[Miravete 07]

Fibres de Carbone


C-Atome orienté


5 m

Architectures Pultrusions

PAN based fibers: lightness and strength

Standard M

Fiber diameter (m)

IM

HM

6-8

5-6

6-8

Density (g/cm3)

1.8

1.8

1.9


220-240

275-300

350-450


3.5-5

4-6

4-5.5

Coeff of thermal expansion (10-6/ºC)

-0.4

-0.6

-0.75


Hautes performances

Coût de fabrication élevé



Références

Fibres de Verre Atomes non ordonnés (surtout silicate) 10 m

Characteristic

A-glass

E-glass

S-glass

Quartz

Fiber diameter ( m)

5-13

10-20

10

9

Density (g/cm3)

2.5

2.58

2.59

2.15


69

72

86

69


3.1

3.4

4.6

3.4

Thermal expansion coeff. (10 -6/ºC)

8,6

5

2.9

0.5

Résistance en traction modérée

Faible module de traction



Les différentes fibres (2/3)

[Miravete 07]

Fibres d’Aramides Polymère cristallin


Architectures

Characteristic

Kevlar 29

Kevlar 49

Kevlar 149

Fiber diameter (m)

12

12

12

Density (g/cm3)

1.44

1.44

1.44


82

130

186


3.7

3.8

3.5

-2

-2

-2

Coeff. thermal expansion

(10-6/ºC)

Pultrusions SMC UD pré-imprégné

Excellentes propriétés en traction Excellente ténacité

Faible résistance en compression Faible adhésion avec les polymères



Fibres Céramiques Fibres Sic

Limitations

Références 100 m

Characteristic

Bore (B)

SiC

SicTi

Fiber diameter ( m)

100-150

100-150

100-150

Density (g/cm 3)

2.6

2.55

2.4


430

180

200


3.8

2

3

Stabilité des propriétés en température (de 500°C à 1600°C)

Coût de fabrication élevé


Les différentes fibres (3/3) Fibres naturelles


Fibre de chanvre

Property 3

Density (g/cm )

Fibres

Young s modulus (GPa)


’


Architectures

Strain to failure (%)

Eglass

Hemp

Cotton

2.55

1.48

1.51

73

70

12

2400 3

500-900 1.6

400 3-10


Aspect écologique Faible coût

Faibles propriétés mécaniques


Conclusions

Application « green » composites

Dans l’industrie automobile


Références Panneau Béton renforcé

Dans l’industrie navale

Dans le bâtiment


Comparaison des différentes fibres


Choix de la fibres en fonction de l’application industrielle considérée


16000 Zylon AS

Zylon HM


Dyneema

14000

T-1000 T-800



Fibres HS ou IM de carbone

M30S

M5

Spectra 1000 M30J

12000 ) i c p / I S K10000 ( 1 S T U , n o i s 8000 n e T e t a m i t l U 6000 c i f i c e p S

Fibres

T-700G

d’Aramide Fibres de Verre

Spectra 900 AS4 Kevlar 149

M40J

T-400H

M46J

M30 T-300G

M50J

Vectran HS

Kevlar 29

M55J M60J

T300

S-glass

M35J AS4D

Fibres Standard M de carbone

Kevlar 49

Quartz

Fibres HM de carbone

Boron

E-glass Quartz

4000

[Roesler 07]

Vectran M

Références

SPECIFIC Fiber Properties Dry (no resin) Tension ONLY

Saffil 2000 Ti Steel

Al2O3 AL

0 0

Matériaux métalliques

200

400

600

800

Specific Modulus, E1/ rho (MSI / pci)

1000

1200

1400


Adhésion fibre / matrice (1/2) Adhésion fibre / matrice


[Miravete 07]

Adhésion entre ≠ fibres / matrices

Fibre

Carbone: Bonne adhésion avec Epoxy Aramide: Surface chimiquement inerte Verre: Adhésion avec tous les polymères



Fibres




Carbone



Architectures


Vinyl ester

Polyester

Carbon

86

28

18

Aramid

39

21

15

Glass

56

36

23

Core Sic


Epoxy

Sic/Ti

Pultrusions

Matrice

Déchaussement des fibres

Résistance de cisaillement interfaciale (MPa)


Références

Mécanismes d’adhésion Liaison covalente Attraction électrostatique Enchevêtrement moléculaire Adhésion mécanique

Liaison covalente (+ résistante) Les plus rencontrées pour les composites


Adhésion fibre / matrice (2/2) Fibre Carbone / Epoxy

[Miravete 07]

Fibre d’Aramide / Epoxy

Fibre de Verre / Epoxy


Principe: Augmenter la rugosité de la surface des fibres avec un traitement oxygène

Principe: Enrobage avec agents couplants ou traitement chimique ou physique

Principe: Filaments contiennent des groupes Silanol après humidification des fibres

Architectures Pultrusions SMC UD pré-imprégné Matériaux tissés

carboxyl

hydroxyl



carbonyl

Limitations

Références

Non traité

Traité

Non traité

Traité

Non traité

Traité








Conclusions

SMC

Avantages

UD pré-imprégné

Limitations

Matériaux tissés

Références




Pultrusion


Constituants

Applications industrielles diverses

Principe de la pultrusion



Intérêt de la pultrusion Machine de pultrusion

Conclusions

Cycle de production rapide (1m/min)

Avantages

Coût de fabrication faible

Limitations

Références

Applicable à la plupart des fibres Applicable pour les résines à cuisson Moules chauffants métalliques

rapide (Epoxy, Polyester …) Pas de structures à section variable

Choix d’architecture de renfort limité


Production à forte cadence de pièces composites (<1min) Matériau SMC: Sheet Molding Compound


1ère étape: Le demi-produit Elaboration du demi-produit

2ème étape: La structure Fabrication de la structure



Références Etapes réalisées par les fabricants de

Etapes réalisées par les industriels

matériaux comme Hexcel …

automobiles…


Réalisation du demi-produit




Matériau SMC

Conclusions

Combinaison de fibres de Verre coupées enrobées dans une résine Polyester conditionnées en feuille.


Références

Additifs ajoutés afin d’augmenter le temps de stockage du demi-produit avant consolidation [Miravete 07]




Consolidation des structures

Consolidation des structures Cycle de fabrication des SMC en pression et température très court (<1min) Matériaux utilisés dans le domaine automobile (forte cadence, bonne

finition, faible coût …) Porte voiture

[Miravete 07]



Références

SMC à fibres de carbone pour applications hautes performances et forte cadence de production

Aussois 2011 Les composites – De l’élaboration du matériau aux performances des structures Introduction

Fabrication de structures hautes performances (<180 °C)

Définition Pourquoi les composites?

1ère étape: La nappe de Pré-imprégné

2ème étape: La structure


Fabrication du sous-produit: Pré-imprégné

Fibres

Le pré-imprégné est polymérisé dans un autoclave sous pression


Architectures Pultrusions SMC UD pré-imprégné Matériaux tissés

Cuisson en Autoclave



Références Contraintes de stockage réfrigéré

Nappe de Pré-imprégné

Structure rigide

Etapes réalisées par les fabricants de

Etapes réalisées par les industriels

matériaux comme Hexcel …

automobiles, aéronautiques …


Procédé de fabrication d’un matériau pré-imprégné




2. Drapage 1. Découpe

3. Poche à Vide


1

Conclusions

2

3

4

5

6


Références 7. Assemblage 4. Autoclave 6. Inspection [Miravete 07]

5. Perçage


Procédé de fabrication d’un matériau pré-imprégné 1) Découpe prepreg



2. Drapage Découpe ultrasonore 1. Découpe

3. Poche à Vide


1

Conclusions

2

3

4

5

6


Références 7. Assemblage 4. Autoclave 6. Inspection

5. Perçage




Constituants

2) Drapage



0° ply

90° ply

-45° ply

+45° ply

2. orientations Drapage Pli unidirectionnel avec différentes (0°/45°/-45°/90) Stratifié 3. Poche à Vide

1. Découpe

Différents procédés de drapage


1

Conclusions

2

3

4

5

6


Références 7. Assemblage Drapage manuel 6. Inspection

4. Autoclave Machine de drapage automatique 5. Perçage


Procédé de placement de fibres / rubans de fibres


Principe du placement fibres



Procédé de placement de fibres est adapté pour structures planes ou courbes

SMC

Poutre ventrale A350


Application du placement de fibres

Conclusions Forme complexe

Avantages

European project FUBACOMP

Limitations

Références EADS pièces du fuselage

C17 undercarraige

Fuselage « one shot »




3) Poche à vide




3. Poche à Vide


1

Conclusions

2

3

4

5

6



5. Perçage







3. Poche à Vide


4) Autoclave


1


2

3 4 Température + Pression

5

6

Références 7. Assemblage Contrôle de la porosité (<1%) 6. Inspection 5. Perçage

4. Autoclave







3. Poche à Vide


5) Perçage / Découpe


1

Conclusions

2

3

4

5

6


Références 7. Assemblage

Jet d’eau 6. Inspection

Scie diamantée

5. Perçage

4. Autoclave

Perçage







3. Poche à Vide


6) Inspection US 1

Conclusions

2

3

4

5

6


Références

US

US

7. Assemblage Zone saine

4. Autoclave

Défaut

6. Inspection

5. Perçage







3. Poche à Vide


7) Assemblage 1

Conclusions

2

3

4

5

6



5. Perçage


Intérêt et limites d’un matériau pré-imprégné



Architectures

Avantages Hautes propriétés mécaniques

Coût important du procédé

Procédé de fabrication maîtrisé

Transport et stockage réfrigéré

Contrôle du taux de porosité

Temps de polymérisation important


Application des matériaux pré-imprégnés



Matériaux utilisés pour les structures hautes performances :  

Références

Limitations

 

Industrie aéronautique Industrie aérospatiale Industrie navale Sport automobiles …


Matériaux composites dans l’aviation (1/2)


Taux important en masse de matériaux composites (≈ 50% en masse)

Constituants

Usage des matériaux composites pour les structures de classe A



Conclusions

Other Steel 5% 10%


Carbon laminate Carbon sandwich

Références

Titanium 15%

Other composites Aluminum Titanium Titanium/steel/aluminum

Boeing B787 [Roesler 07]

Aluminum 20%

Composites 50%


Stratifiés d’UDs pour les structures de classe A



Architectures

2007: Airbus A380 25 % matériau composite

Caisson central

Section 19



2011: Boeing B787 50 % matériau composite

Aile Porte

Limitations

Références

2014: Airbus A350 53 % matériau composite

Poutre ventrale

Fuselage en 4 panneaux





Références

Matériaux composites dans l’aviation (2/2) Différents types de matériaux composites utilisés (25% en masse)


Constituants

Matériaux composites hybrides Matériau GLARE® Aluminium

Deft University of Technology


Architectures

Verre/Epoxy

Aluminium

Pultrusions SMC

Tenue à l’impact

UD pré-imprégné

Tenue à la corrosion

GLARE® pour Fuselage sup.

Fuselage de l’A380


Matériau TiGr

Conclusions

Utiliser pour les Assemblages boulonnés


IM7-PIXA/M

Titane Carbone/Epoxy

Références

Fuselage sup. Titane IM7-PIXA/M

Meilleures propriétés mécaniques

Meilleure tenue à l’impact


Composites à matrice métallique Disque ANAM



Disque aubagé classique (référence)



Trains atterrissage

Limitations

Références

B787

CMM utilisés aussi pour

train d’atterrissage

A400M

Anneau aubagé monobloc (-50% masse)


Composites à matrice céramique



Architectures

Application aéronautique Matériaux CMC (Sicf /Sic, Cerasep, C/C) pour structures chaudes 

Volets moteurs primaires

Pultrusions



Volets moteurs secondaires

SMC



Disque de frein

UD pré-imprégné



Mélangeur ..

Mélangeur

Volet primaire

Disque de frein C/C

Volet secondaire


Conclusions

Application aérospatiale


Références

Matériaux CMC (Sicf /Sic) pour divergent ou protection thermique

Matériau tissé

Divergent for Ariane 5

Composite tile in shuttle (NASA) Thermal protection


Matériaux composites tissés (1/2) Architectures de composites tissés 2D


Architectures

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

- bonnes propriétés mécaniques les UD Faibles propriétés hors-plan (comme UD)


Architectures de composites tissés 3D

Conclusions

• Propriétés plan inférieure au

Avantages

pli UD

Limitations

• Importantes propriétés hors-plan

Références

Différentes architectures 3D

Architecture 3D tressée [0 50% , ± a 50% ]

• Procédé de fabrication complexe • Coût important


Matériaux composites tissés (2/2) Architectures de matériau Non Crimp Fabrics (NCF) 2D-Plain


NCF


• 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

SMC UD pré-imprégné Matériaux tissés Matériaux sandwichs

Architectures de composites tissés 3D


Références Taffetas 2D

Non Crimp Fabrics

Tressé 3D

Complexité de la préforme

Composite tissé 3D


Fabrication de préformes sèches


Constituants

Comment réaliser des préformes sèches ?

Procédé pour matériau NCF



La fabrication de préformes sèches nécessite des machines de production avancées

Tête de couture


Conclusions

Procédé pour les tissés 3D

Procédé pour les tressés 2D ou 3D


Références

Tissage robotisé

Machine de production automatisée [Drechsler 07]



Procédés de fabrication de composites tissés Procédé pré-imprégné

similaire au pli UD


Architectures

Procédé RTM

Pultrusions SMC

Procédé permettant de réaliser des

UD pré-imprégné

structures avec des faces lisses



+

Drapage de pli tissé 2D

Procédé par infusion Procédé permettant de réaliser de larges structures avec une face lisse

Références Enroulement filamentaire Procédé permettant de réaliser des structures de révolution

Stratifié de tissé

autoclave


Comment produire des structures avec des faces lisses?


Constituants

Procédé RTM (Resin Transfer Modelling)



2. Fermer le moule

SMC UD pré-imprégné Matériaux tissés

3. Injection 1. Placer la préforme



Références

5. Démoulage

[Miravete 07]

4. Cuisson




Constituants

Procédé RTM 1. Préformes fibreuses (Resin Transfer Modelling)


Taffetas

Sergé

Satin


2. Fermer le moule




Conclusions

Drapabilité


Références

5. Démoulage

4. Cuisson




Constituants


3. Procédé d’injection

Matrice Fibres

Qualité de l’injection dépend de:




Architectures



Pultrusions

Perméabilité de la préforme Viscosité de la résine (Epoxy) 2. Fermer le moule





Références

5. Démoulage

4. Cuisson




Constituants




2. Fermer le moule





4. Cuisson

Limitations

Procédé permet de contrôler:

Références

5. Démoulage



Température



Pression (faible taux porosité)

4. Cuisson


Application du RTM dans l’industrie aéronautique


Hélices d’avion

Aubes de turbine


A400M



Composite tissé 3D



Composite tressé 2D

Limitations

Aube de turbine Fan

Références

Pâles d’avion sont dimensionnées à la fatigue et à l’impact

Contrairement aux stratifiés d’UDs très bonne tenue à l’impact


Autres applications du procédé RTM


Intérêt du RTM pour le domaine automobile



Structures composites « One shot »


Application pour la course automobile


[Drechsler 07]

Crash frontal

Limitations

Références

Mercedes Mac Laren SLR

Composite tressé 3D pour absorbeur d’énergie




similaire au pli UD


Architectures

Procédé RTM

Pultrusions SMC


UD pré-imprégné




+





autoclave


Comment produire de larges structures avec une face lisse?


Procédé d’infusion

Différents types d’infusion

Constituants Flot longitudinal


Architectures

Procédé d’infusion low-cost

Pultrusions SMC

Valable pour les structures intermédiaires


Conclusions

Principe: Résine est injectée entre un moule et un sac à vide, contrairement au RTM.

Flot transverse par une surface médiane


Moins chère que le RTM (un moule) Valable pour les résines à faible viscosité

Références

Permet d’obtenir de forts taux de fibres Seulement une face lisse (coté moule) Procédé complexe à maîtriser

Fort taux de fibre Résine à faible viscosité Procédé plus répétitif Coût du matériel auxiliaire


Application du procédé d’infusion


Autres applications

Industrie Eolienne


Flot transverse



Application marine


Pâle d’éolienne


Références

>60m

Large réservoir [Veers 07]




similaire au pli UD


Architectures

Procédé RTM

Pultrusions SMC


UD pré-imprégné




+





autoclave


Comment réaliser des structures de révolution ?


Enroulement filamentaire


2. Imprégnation


1. Bobine de fibres

3. Pré tension des fibres



Références 6. Démoulage

[Miravete 07]

4. Enroulement 5. Cuisson





2) Impregnation des fibres


2. Imprégnation


1. Bobine de fibres





4. Enroulement 5. Cuisson






4) Enroulement 2. Imprégnation Hélicoïdal


1. Bobine de fibres



Polaire



Circonférentiel

5. Cuisson

4. Enroulement






2. Imprégnation


1. Bobine de fibres



6) Démoulage


Références 6. Démoulage Etape complexe (éviter endommagement initial)

5. Cuisson

4. Enroulement


Application enroulement filamentaire (1/2)





Références

Utilisation des matériaux composites pour un gain en masse et une meilleure tenue à l’oxydation


Application enroulement filamentaire (2/2)


Domaine aérospatial

Domaine aéronautique




Fuselage

Références

“one shot” Structures de lanceurs spatiaux


Présentation des matériaux sandwichs


Différents types d’âme


Constituants

Peau (UD, tissé)

Mousses:

Matrice



Fibres




Architectures

Ame

(nid d’abeille)

Faible coût Faible prop. mécanique

Nid d’abeille: Peau (UD, tissé)

 

Pultrusions




Forte prop. mécanique Coût important Stockage humidité

Ames spécifiques: Mousse renforcée …

Matériaux tissés





Références

Avantages et limitations Forte rigidité de flexion Gain de masse

t

2t

4t

Matériau multifonctionnel Stiffnessflexion Rigidité

1

7

37

Risque de flambement

Bendingflexion Résist. stress

1

3,5

9,2

Décollement âme/peau

Weight Poids

1

1,03

1,06

[Petiot 07]


Application des matériaux sandwichs (1/2)


Domaine des lanceurs

Domaine des satellites

Constituants Différent supports

Matrice

d’antennes



Panneau instrumenté



Références Ariane 5

Structure Sylda (seconde charge utile)

Panneau d’équipement


Application des matériaux sandwichs (2/2)


Industrie aéronautique

Industrie marine


Fuselage composite



Panneaux sandwich galbés


Conclusions

Sandwich avec

Âme nid d’abeille


Références

Foldcore • Déformable • Drainage • Faible coût

Sandwich nida très utilisé dans le domaine naval








Conclusions

SMC

Avantages

UD pré-imprégné

Limitations

Matériaux tissés

Références




Avantages / limitations des matériaux composites


Avantages Constituants

Limitations

Matrice

Hautes rigidités spécifiques (E/r)

Coût matériau important

Fibres

Choix de matériau IM/Epoxy

Coût matériau + coût procédé

Hautes résistances spécifiques (s/r)

Dispersion matériau importante



Choix de matériau HS/Epoxy

Forte sensibilité aux trous


Faible sensibilité à la fatigue Moins sensible que matériaux métalliques


Conclusions

Dimensionnement au « juste » besoin

Avantages

Optimisation empilement / géométrie

Tenue à l’impact Faible tenue pour UD ≠ tissés 3D

Faible conductivité électrique

Limitations

Références

Zones à fort gradient

Faible sensibilité à la corrosion

Isolation, foudre, EMC …

Formes complexes « one shot »

Sensibilité à l’environnement

Réduction des coûts assemblages

Vieillissement thermique, humide …


Importante sensibilité aux zones singulières



IW [Petiot 07]



Carbone / Epoxy [0°/±45°/90°]s Aluminium Alloy

Contrainte à rupture

Fatigue limite après 107 cyces

Contrainte rupt. (section nette)

Fatigue limite après 107 cyces

450 MPa

~ 400 MPa

~ 250 MPa

~ 200 MPa

450 MPa

~ 170 MPa

~ 450 MPa

~ 90 MPa


Tenue des plaques perforées

Conclusions

Diminution de la contrainte à rupture


[Camanho 07]

section nette par un facteur 2 ou 3 Contrairement aux matériaux métalliques

Références

Mécanismes d’endommagement complexes proche de la singularité Faible sensibilité à la fatigue [Hallet 09]


Tenue à l’impact

Stratifié UD


Oiseaux

Glace Oiseaux



Débris Manipulation des bagages

de piste

Débris

Tissé 3D

de moteur

Chargement du fret


Conclusions

[Lorca 07]

Tenue à l’impact des composites Mécanismes de dégradation complexes

Avantages

Stratifié UD: fissure trans., délaminage

Limitations

Tissé 3D: fissuration, décohésion

Références

Faible tenue pour les stratifiés UD Faible tenue résiduelle due au délaminage

Bonne tenue à l’impact des tissés 3D


Tenue à la foudre


Chaque avion foudroyé 1 fois an

Constituants

Mauvaise conductivité des composites

Matrice

Impact à la foudre induit endommagements

Fibres

importants (délaminage) dans stratifiés UD


Problèmes complexes et multi physiques


Nécessité rajout treillis métallique

SMC

Création d’un réseau électrique (ajout masse)


Problématique liée au fuselage composite

Foudroiement Boeing 747



Délaminage

Limitations

Références

Rupture de fibres

Rupture de fibres

Délaminage aux différentes interface du composite stratifié

Cadre en bronze pour protection à la foudre


Dimensionnement des structures composites


Complexité de modélisation


Architectures



Mécanismes d’endo. complexes



Mécanismes de ruine complexes



Ruine de plaque trouée



Ruine d’assemblage boulonné



Vieillissement

Pultrusions

Stratifié [0°/90°] s en traction


Manque de confiance dans les modèles


Certification des pièces composites


Manque de confiance simulation

Limitations

Références

Besoin d’importantes campagnes d’essais

Perte de compétitivité avec solutions métalliques

Essais

Simulation


Certification d’avions civils

Définition

Nécessité de certifier les structures à toutes les échelles de l’avion - Pyramide d’essais de certifications -



Essai

Calcul

Echelle du coupon Plaque lisse



Plaque trouée



Trouée habitée

Limitations

Références

Pyramide de certification

+ répétitions de chaque essai pour dispersion



Définition




Essai

Calcul

Echelle du détail structural


Jonction boulonnée


Conclusions

Essai de dépliage


Références 90°


45°

0°

+ répétitions de chaque essai pour dispersion



Définition




Essai

Calcul

Echelle du composant


Essai sur caisson

Architectures

de l’aile


[Source Boeing]

Conclusions

Jonction fuselage voilure


Références


[Source EADS]



Définition




Essai

Calcul

Echelle du sous-ensemble



B787 essai sur barrel


Conclusions

Essai de crash (B787)


Références

Pyramide de certification [Source Boeing]



Définition




Essai

Calcul

Echelle de l’avion



Essai statique sur A380


Torsion ses ailes



Références

Important moyen


d’essais + 1 essai de fatigue



Définition




Essai

Calcul

Besoin industriel


Réduire le nombre d’essais

Architectures

Réduire les temps de développement Réduire les coûts de certification


Remplacer certains essais par

Matériaux tissés

simulations (échelle intermédiaire)


Démarche de « Virtual testing »

Conclusions Nécessité de réaliser des essais


aux échelles basses et hautes

Références

Caractériser et identifier les modèles Valider les simulations sur structures


Besoin modèles robustes et efficaces Associée à des formations en BE


Avantages / limitations des matériaux composites


Avantages Constituants

Limitations

Matrice

Hautes rigidités spécifiques (E/r)

Coût matériau important

Fibres

Choix de matériau IM/Epoxy

Coût matériau + coût procédé



Hautes résistances spécifiques (s/r) Choix de matériau HS/Epoxy


Zones à fort gradient

Tenue à l’impact Faible sensibilité à la fatigue

Faible tenue pour UD ≠ tissés 3D

Moins sensible que matériaux métalliques


Faible conductivité électrique

Conclusions

Dimensionnement au « juste » besoin

Avantages

Optimisation empilement / géométrie

Isolation, foudre, EMC …

Sensibilité à l’environnement

Limitations

Références

Forte sensibilité aux trous

Faible sensibilité à la corrosion

Vieillissement thermique, humide …

Formes complexes « one shot »

Dimensionnement non optimisé

Réduction des coûts assemblages

Manque de confiance dans la modélisation

Introduction Compositev2

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