FR3010522A1

FR3010522A1 - NON-DESTRUCTIVE CONTROL SYSTEM OF A COMPOSITE MATERIAL AND AIRCRAFT COMPRISING SUCH A SYSTEM

Info

Publication number: FR3010522A1
Application number: FR1358574A
Authority: FR
Inventors: Nicolas Cabanac; Alexandre Lestruhaut
Original assignee: Airbus Operations SAS
Current assignee: Airbus Operations SAS
Priority date: 2013-09-06
Filing date: 2013-09-06
Publication date: 2015-03-13
Anticipated expiration: 2033-09-06
Also published as: FR3010522B1

Abstract

L'invention est relative à un système (10) de contrôle non destructif d'une pièce en matériau composite qui comporte : - une pièce en matériau composite (12), - un faisceau de fibres optiques (14) fixé à la pièce, - des moyens (16) de détection d'un endommagement du faisceau, les moyens (16) de détection comprenant: - une unité (18) d'émission d'un signal lumineux dans le faisceau, - une unité (20) de réception de signal lumineux qui est configurée pour fournir un signal de sortie, - une unité de contrôle (22) qui est configurée pour analyser le signal de sortie fourni par l'unité de réception et donc la capacité du faisceau à transmettre un signal lumineux afin de détecter un endommagement du faisceau. Un endommagement du faisceau qui est représentatif d'un endommagement de la pièce peut ainsi être détecté.The invention relates to a system (10) for non-destructive testing of a composite material part comprising: - a composite material part (12), - an optical fiber bundle (14) fixed to the part, - means (16) for detecting a beam damage, the detection means (16) comprising: - a unit (18) for transmitting a light signal in the beam, - a unit (20) for receiving a beam a light signal which is configured to provide an output signal; - a control unit (22) which is configured to analyze the output signal provided by the reception unit and thus the beam capacity to transmit a light signal in order to detect damage to the beam. Damage to the beam that is representative of damage to the workpiece can thus be detected.

Description

L'invention est relative à la détection d'un endommagement d'une pièce en matériau composite, notamment en aéronautique. Dans de nombreux domaines techniques, dont le secteur aéronautique, des pièces à structure en matériau composite sont fréquemment employées.The invention relates to the detection of damage to a composite material part, particularly in aeronautics. In many technical fields, including the aerospace sector, composite structure parts are frequently used.

De telles pièces sont susceptibles d'être endommagées lors de leur utilisation en raison des différentes contraintes (ex : mécaniques....) auxquelles elles sont soumises. Les endommagements peuvent se traduire par d'éventuelles ruptures au sein de la matière. La détection de tels endommagements est généralement effectuée par des contrôles non destructifs en utilisant par exemple des ondes ultrasonores. Toutefois, dans l'aéronautique, l'intégrité d'une pièce en matériau composite qui fait partie de la structure d'un aéronef ne peut pas être contrôlée durant le vol de l'aéronef par de tels contrôles qui nécessitent généralement de démonter la pièce.Such parts are likely to be damaged during use because of the various constraints (eg mechanical ....) to which they are subject. The damages can result in any breaks in the material. The detection of such damages is generally carried out by non-destructive tests using, for example, ultrasonic waves. However, in aeronautics, the integrity of a composite material part that is part of the structure of an aircraft can not be controlled during the flight of the aircraft by such controls that usually require disassembling the part .

Selon un premier aspect, l'invention prévoit de remédier à ce problème en proposant un système de contrôle non destructif d'une pièce en matériau composite, caractérisé en ce qu'il comporte : - une pièce en matériau composite, - au moins un faisceau de fibres optiques qui est fixé à ladite pièce, - des moyens de détection d'un endommagement dudit au moins un faisceau, lesdits moyens de détection comprenant : au moins une unité d'émission d'un signal lumineux dans ledit au moins un faisceau de fibres optiques (par exemple, à partir d'une extrémité dudit au moins un faisceau), au moins un unité de réception de signal lumineux qui est configurée pour fournir un signal de sortie (par exemple, à une extrémité opposée dudit au moins un faisceau), au moins une unité de contrôle qui est configurée pour analyser le signal de sortie fourni par l'unité de réception et donc la capacité dudit au moins un faisceau à transmettre un signal lumineux afin de détecter un endommagement dudit au moins un faisceau. En adjoignant à la pièce au moins un faisceau de fibres optiques et en analysant la capacité dudit au moins un faisceau à transmettre un signal lumineux il est possible de détecter un endommagement dudit au moins un faisceau (ex : rupture locale de fibre(s) optique(s)) lorsque ledit au moins un faisceau ne permet plus de transporter le signal. Un endommagement dudit au moins un faisceau est représentatif d'un endommagement de la pièce. Cette analyse peut être réalisée lorsque la pièce est en service à bord d'un aéronef, notamment durant le vol, et qu'elle ne peut pas être démontée. Selon d'autres caractéristiques prises isolément ou en combinaison l'une avec l'autre : - l'unité d'émission étant configurée pour émettre un signal lumineux dans ledit au moins un faisceau de fibres optiques à partir d'un signal d'entrée électrique, l'unité de contrôle est configurée pour analyser la capacité dudit au moins un faisceau à transmettre un signal lumineux par comparaison du signal de sortie fourni par l'unité de réception avec le signal d'entrée de l'unité d'émission ; - les unités d'émission, de réception et de contrôle sont positionnées en dehors du périmètre de la pièce ; - ledit au moins un faisceau de fibres optiques et les unités d'émission et de réception qui y sont fixées forment un ensemble préassemblé ; - les fibres optiques dudit au moins un faisceau de fibres optiques ont chacune un diamètre qui est suffisamment petit pour être le moins intrusif possible et qui est par exemple inférieur ou égal à 0,05 mm; - ledit au moins un faisceau de fibres optiques est intégré entre deux plis de la pièce en matériau composite ; - ledit au moins un faisceau de fibres optiques est orienté axialement dans une direction selon laquelle un ou plusieurs plis seront soumis aux contraintes mécaniques les plus élevées ; - ledit au moins un faisceau de fibres optiques est collé sur une face de la pièce en matériau composite ; - ledit au moins un faisceau de fibres optiques est enrobé à l'intérieur d'un film thermodurcissable qui est collé sur la face de la pièce en matériau composite. Selon un deuxième aspect, l'invention vise un aéronef, caractérisé en ce qu'il comprend au moins un système de contrôle non destructif d'une pièce en matériau composite selon le premier aspect tel que brièvement exposé ci-dessus. Selon un troisième aspect, l'invention vise un procédé de fabrication d'un système de contrôle non destructif d'une pièce en matériau composite selon le premier aspect tel que brièvement exposé ci-dessus, caractérisé en ce qu'il comprend une étape de fixation dudit au moins un faisceau de fibres optiques à la pièce en matériau composite. Selon d'autres caractéristiques prises isolément ou en combinaison l'une avec l'autre : - le procédé comprend, lors du positionnement et de la fixation des différents plis de la pièce en matériau composite les uns au-dessus des autres, une étape d'interposition dudit au moins un faisceau de fibres optiques entre un pli inférieur et un pli supérieur consécutifs ; - le procédé comprend une étape de collage dudit au moins un faisceau de fibres optiques sur une face de la pièce en matériau composite ; - préalablement à l'étape de collage, le procédé comprend une étape d'enrobage dudit au moins un faisceau de fibres optiques dans un film thermodurcissable. Selon un quatrième aspect, l'invention vise un procédé de contrôle non 20 destructif d'une pièce en matériau composite, caractérisé en ce qu'il comprend : - l'émission, à partir d'une unité d'émission, d'un signal lumineux dans au moins un faisceau de fibres optiques fixé à une pièce en matériau composite, le signal lumineux étant émis dans ledit au moins un faisceau en 25 direction d'une unité de réception de signal lumineux, - l'analyse de la capacité dudit au moins un faisceau à transmettre le signal lumineux, à partir de l'analyse du signal de sortie fourni par l'unité de réception, - la détection d'un éventuel endommagement dudit au moins un 30 faisceau à partir du résultat de l'analyse précitée. Selon une caractéristique possible, l'analyse de la capacité dudit au moins un faisceau à transmettre le signal lumineux comprend une comparaison du signal de sortie fourni par l'unité de réception avec un signal d'entrée fourni à l'unité d'émission. D'autres caractéristiques et avantages apparaitront au cours de la description qui va suivre, donnée uniquement à titre d'exemple non limitatif et faite en référence aux dessins annexés, sur lesquels : - la figure 1 est une vue schématique générale en coupe axiale d'un système de contrôle non destructif d'une pièce en matériau composite selon un premier mode de réalisation de l'invention ; - la figure 2 est une vue schématique générale en perspective d'un exemple de fixation du faisceau de fibres optiques de la figure 1 à la pièce en matériau composite de la même figure ; - la figure 3 est une vue schématique générale en coupe axiale d'un système de contrôle non destructif d'une pièce en matériau composite selon un deuxième mode de réalisation de l'invention ; - la figure 4 est une vue partielle schématique agrandie d'un faisceau de fibres optiques enrobé utilisé dans le système de la figure 3 ; - la figure 5 est une vue schématique générale en perspective d'un exemple de fixation du faisceau de fibres optiques de la figure 3 à la pièce en matériau composite de la même figure ; - les figures 6 à 9 illustrent un système de contrôle non destructif selon un mode de réalisation de l'invention appliqué à une pièce d'un aéronef. Comme représenté à la figure 1 et désigné sous la référence générale notée 10, un système de contrôle non destructif d'une pièce en matériau composite selon un premier mode de réalisation de l'invention comprend : - une pièce en matériau composite 12 qui est formée d'un empilement de plis 12a-d (dont seuls quatre plis ont été représentés par souci de simplification), - un faisceau de fibres optiques 14 intégré à la pièce 12, le faisceau étant allongé et comporte deux extrémités opposées 14a et 14b débouchant à l'extérieur de la pièce, hors de son périmètre, - des moyens 16 de détection d'un endommagement de fibre(s) optique(s) dans le faisceau (endommagement du faisceau).According to a first aspect, the invention provides for remedying this problem by proposing a non-destructive control system of a composite material part, characterized in that it comprises: a piece of composite material, at least one bundle of optical fibers which is fixed to said piece, - means for detecting a damage of said at least one beam, said detection means comprising: at least one unit for transmitting a light signal in said at least one beam of optical fibers (e.g., from an end of said at least one beam), at least one light signal receiving unit which is configured to provide an output signal (e.g., at an opposite end of said at least one beam) ), at least one control unit which is configured to analyze the output signal provided by the reception unit and therefore the capacity of said at least one beam to transmit a light signal in order to detect damage to said at least one beam. By adding to the part at least one optical fiber bundle and by analyzing the ability of said at least one beam to transmit a light signal, it is possible to detect a damage of said at least one bundle (eg local breakdown of optical fiber (s) (s)) when said at least one beam no longer makes it possible to transport the signal. Damage to the at least one beam is representative of damage to the part. This analysis can be performed when the part is in service on board an aircraft, especially during the flight, and it can not be disassembled. According to other characteristics taken separately or in combination with each other: the transmitting unit being configured to emit a light signal into said at least one optical fiber bundle from an input signal electrical, the control unit is configured to analyze the ability of said at least one beam to transmit a light signal by comparing the output signal provided by the receiving unit with the input signal of the transmitting unit; - the transmit, receive and control units are positioned outside the perimeter of the room; said at least one optical fiber bundle and the transmitting and receiving units attached thereto form a preassembled assembly; the optical fibers of said at least one bundle of optical fibers each have a diameter which is small enough to be the least intrusive possible and which is, for example, less than or equal to 0.05 mm; said at least one bundle of optical fibers is integrated between two folds of the composite material part; said at least one optical fiber bundle is oriented axially in a direction in which one or more plies will be subjected to the highest mechanical stresses; said at least one bundle of optical fibers is glued to one face of the composite material part; said at least one optical fiber bundle is embedded inside a thermosetting film which is bonded to the face of the composite material part. According to a second aspect, the invention relates to an aircraft, characterized in that it comprises at least one non-destructive control system of a composite material part according to the first aspect as briefly described above. According to a third aspect, the invention relates to a method of manufacturing a non-destructive control system of a composite material part according to the first aspect as briefly described above, characterized in that it comprises a step of fixing said at least one bundle of optical fibers to the composite material part. According to other characteristics taken separately or in combination with one another: the method comprises, during the positioning and fixing of the different plies of the composite material part one above the other, a step of interposing said at least one optical fiber bundle between a consecutive lower fold and a higher fold; - The method comprises a step of bonding said at least one optical fiber bundle on one side of the composite material part; - Prior to the bonding step, the method comprises a step of coating said at least one bundle of optical fibers in a thermosetting film. According to a fourth aspect, the invention relates to a non-destructive testing method of a composite material part, characterized in that it comprises: - the emission, from a transmission unit, of a a light signal in at least one optical fiber bundle attached to a composite material part, the light signal being emitted in the at least one bundle towards a light signal receiving unit, - the analysis of the capacitance of said at least one beam to transmit the light signal, from the analysis of the output signal supplied by the reception unit, - the detection of a possible damage of said at least one beam from the result of the analysis supra. According to a possible characteristic, the analysis of the capacity of said at least one beam to transmit the light signal comprises a comparison of the output signal supplied by the reception unit with an input signal supplied to the transmission unit. Other features and advantages will become apparent from the following description, given solely by way of nonlimiting example and with reference to the accompanying drawings, in which: FIG. 1 is a general schematic view in axial section of FIG. a non-destructive control system of a composite material part according to a first embodiment of the invention; FIG. 2 is a general schematic perspective view of an example of attachment of the optical fiber bundle of FIG. 1 to the piece of composite material of the same figure; FIG. 3 is a general schematic view in axial section of a non-destructive control system of a composite material part according to a second embodiment of the invention; FIG. 4 is an enlarged schematic partial view of a coated optical fiber bundle used in the system of FIG. 3; FIG. 5 is a general schematic perspective view of an example of attachment of the optical fiber bundle of FIG. 3 to the piece of composite material of the same figure; - Figures 6 to 9 illustrate a non-destructive control system according to one embodiment of the invention applied to a part of an aircraft. As represented in FIG. 1 and denoted by the general reference number 10, a non-destructive testing system of a composite material part according to a first embodiment of the invention comprises: a piece of composite material 12 which is formed a stack of folds 12a-d (of which only four folds have been represented for the sake of simplification), - an optical fiber bundle 14 integrated into the workpiece 12, the bundle being elongate and having two opposite ends 14a and 14b opening to the outside of the room, outside its perimeter, - means 16 for detecting a damage of optical fiber (s) in the beam (beam damage).

Les dimensions des différents éléments constitutifs du système et leurs proportions relatives ont été volontairement exagérées par souci de clarté. De manière générale, les moyens 16 de détection comprennent : - une unité ou bloc 18 d'émission d'un signal lumineux (onde lumineuse) à partir d'un signal d'entrée électrique, l'unité 18 étant raccordée à une première extrémité 14a du faisceau de façon à émettre un signal lumineux dans le faisceau ; - une unité ou bloc 20 de réception d'un signal lumineux et qui est raccordée à la deuxième extrémité opposée 14b du faisceau de façon à recevoir le signal lumineux émis et ayant traversé le faisceau ; l'unité de réception est configurée pour fournir un signal de sortie électrique représentatif du signal lumineux reçu ; - une unité de contrôle 22 qui est configurée pour analyser le signal de sortie précité et donc la capacité du faisceau 14 à transmettre un signal lumineux entre l'unité d'émission et l'unité de réception. L'unité de contrôle 22 est reliée à l'unité d'émission 18 et lui fournit le signal d'entrée électrique. L'unité de contrôle 22 est également reliée à l'unité de réception 20 et en reçoit le signal de sortie électrique. Le faisceau 14 est positionné dans une zone de la pièce qui est susceptible d'être soumise à des contraintes élevées pouvant s'approcher des valeurs de contraintes admissibles pour cette zone, voire dépasser ces valeurs (zone pour laquelle le facteur contraintes admissibles/contraintes réelles est proche de 1). Le faisceau peut également, ou alternativement, être positionné dans une zone de la pièce qui est difficile d'accès (éventuellement non visible) lorsque cette pièce se trouve dans sa disposition finale d'utilisation. Sur la figure 1 le faisceau de fibres optiques 14 est fixé à la pièce 12 en étant intégré entre deux plis de celle-ci, tels que les deux plis 12c et 12d. Le choix des plis entre lesquels le faisceau est interposé dépend du niveau de sollicitations des plis. En effet, l'orientation des efforts fait que certains plis sont plus sollicités que d'autres et risquent de casser avant. On notera que le faisceau de fibres optiques 14 peut théoriquement ne comporter qu'une fibre optique.The dimensions of the various constituent elements of the system and their relative proportions have been deliberately exaggerated for the sake of clarity. In general, the detection means 16 comprise: a unit or block 18 for transmitting a light signal (light wave) from an electrical input signal, the unit 18 being connected to a first end 14a of the beam so as to emit a light signal into the beam; a unit or block 20 for receiving a light signal and which is connected to the second opposite end 14b of the beam so as to receive the light signal emitted and having passed through the beam; the receiving unit is configured to provide an electrical output signal representative of the received light signal; a control unit 22 which is configured to analyze the aforementioned output signal and therefore the capacity of the beam 14 to transmit a light signal between the transmitting unit and the receiving unit. The control unit 22 is connected to the transmission unit 18 and provides it with the electrical input signal. The control unit 22 is also connected to the reception unit 20 and receives the electrical output signal. The beam 14 is positioned in a zone of the part that is likely to be subjected to high stresses that can approach or exceed the values of allowable stresses for this zone (zone for which the factor allowable stresses / real constraints is close to 1). The beam can also, or alternatively, be positioned in an area of the room that is difficult to access (possibly not visible) when this room is in its final disposition of use. In Figure 1 the optical fiber bundle 14 is attached to the part 12 being integrated between two folds thereof, such as the two folds 12c and 12d. The choice of folds between which the beam is interposed depends on the level of stress of the folds. Indeed, the orientation of efforts that some folds are more stressed than others and may break before. It will be noted that the optical fiber bundle 14 may theoretically comprise only one optical fiber.

Toutefois, pour des raisons de fiabilité il est préférable de disposer de plusieurs fibres optiques. Cela permet de s'assurer qu'une perte de signal lumineux n'est pas due à une rupture accidentelle d'une fibre (par exemple, en raison d'un défaut de fabrication de celle-ci ou d'un impact sur celle-ci), mais plutôt par exemple à une sur-contrainte exercée sur la pièce. Les fibres optiques sont par exemple agencées parallèlement les unes aux autres dans un même plan (elles forment ainsi une nappe), ce qui leur permet de couvrir une zone élargie du matériau et donc d'augmenter les chances de détecter un endommagement de la pièce.However, for reasons of reliability it is preferable to have several optical fibers. This makes it possible to ensure that a loss of light signal is not due to an accidental breakage of a fiber (for example, because of a manufacturing defect thereof or an impact on it. ci), but rather for example to an over-stress exerted on the piece. The optical fibers are for example arranged parallel to each other in the same plane (they thus form a sheet), which allows them to cover an enlarged area of the material and thus increase the chances of detecting damage to the part.

Les fibres optiques ont chacune un diamètre qui est le plus petit possible afin de ne pas perturber la structure dans laquelle elles sont intégrées. Ainsi, les fibres optiques ont par exemple chacune un diamètre inférieur à 0,05 mm. Les fibres sont par exemple des fibres monomodes, c'est-à-dire des fibres qui n'admettent qu'un seul mode de dispersion. En effet, de telles fibres ont un diamètre de coeur plus petit que celui des fibres multimodes, ce qui leur permet d'être le moins intrusif possible dans la pièce. L'unité d'émission 18 se présente sous la forme d'un boitier qui est un transpondeur à diodes électroluminescentes transformant des impulsions électriques (en entrée) en signaux optiques. L'unité de réception 20 se présente sous la forme d'un boitier de photodiodes transformant les signaux optiques en impulsions électriques (en sortie). L'unité de contrôle 22 tient compte de l'atténuation intrinsèque des fibres optiques lorsqu' elle effectue la comparaison des signaux émis et réceptionnés ou amplitudes de signaux émis et réceptionnés. Cette atténuation dépend du ou des matériaux constitutifs des fibres, de leur diamètre et de leur longueur. En pratique, le système de contrôle 16 est étalonné, préalablement à tout contrôle de pièce, avec un signal de référence d'entrée électrique fourni à l'unité d'émission 18 par l'unité de contrôle 22. L'unité de réception 20 reçoit un signal lumineux et fournit, à l'unité de contrôle 22, un signal électrique de sortie. Ce signal de sortie de référence prend en compte l'atténuation intrinsèque des fibres du faisceau et permet ainsi de recaler cette atténuation pour les contrôles de pièces à venir. Comme représenté à la figure 2, l'intégration du faisceau de fibres optiques 14 à la pièce en matériau composite 12 est réalisée en interposant le faisceau 14 entre deux couches ou plis lors de la stratification (drapage) des plis de la pièce. Ainsi, les plis pré-imprégnés tels que les plis 12a, 12b et 12c sont successivement drapés les uns au dessus des autres et le faisceau 14 est positionné sur le pli 12c (pli inférieur) sur lequel il adhère. L'empilement des plis supérieurs (tels que le pli 12d) se poursuit ensuite. On notera que les unités d'émission 18 et de réception 20 sont ensuite fixées aux extrémités 14a et 14b du faisceau qui sont positionnées à distance des parois latérales de la pièce, en dehors du périmètre de la pièce. Ces unités sont raccordées à l'unité de contrôle 22 qui, par exemple, est un calculateur (embarqué dans le cas d'un aéronef) ou fait partie d'un tel calculateur. Le faisceau 14 est orienté axialement par rapport aux plis dans une direction selon laquelle les plis, ou certains d'entre eux seulement, sont susceptibles d'être soumis aux contraintes mécaniques les plus élevées lorsque la pièce sera en condition d'utilisation. Les valeurs de ces contraintes peuvent s'approcher des valeurs de contraintes admissibles par la pièce ou par certaines zones de celle-ci. Ces contraintes sont par exemple définies par simulation et par expérience. L'unité de contrôle 22, étant reliée à l'unité d'émission du signal lumineux dans le faisceau de fibres optiques et à l'unité de réception du signal lumineux en sortie du faisceau, est ainsi capable de comparer entre eux les signaux électriques d'entrée et de sortie précités sous forme analogique ou digitale. En fonction du résultat de la comparaison, l'unité de contrôle 22 détermine si le faisceau 14 est capable ou non de transmettre un signal lumineux et, donc, détermine respectivement l'absence ou la présence d'un endommagement du faisceau (ex : rupture d'une ou de plusieurs fibres optiques dans le faisceau 14).The optical fibers each have a diameter that is as small as possible so as not to disturb the structure in which they are integrated. Thus, for example, the optical fibers have a diameter of less than 0.05 mm. The fibers are for example monomode fibers, that is to say fibers that admit only one mode of dispersion. Indeed, such fibers have a smaller core diameter than multimode fibers, which allows them to be the least intrusive possible in the room. The transmission unit 18 is in the form of a box which is a light-emitting diode transponder transforming electrical pulses (input) into optical signals. The reception unit 20 is in the form of a photodiode box transforming the optical signals into electrical pulses (output). The control unit 22 takes into account the intrinsic attenuation of the optical fibers when it compares the transmitted and received signals or amplitudes of signals transmitted and received. This attenuation depends on the constituent material (s) of the fibers, their diameter and their length. In practice, the control system 16 is calibrated, prior to any room check, with an electrical input reference signal supplied to the transmission unit 18 by the control unit 22. The reception unit 20 receives a light signal and supplies the control unit 22 with an electrical output signal. This reference output signal takes into account the intrinsic attenuation of the fibers of the beam and thus makes it possible to reset this attenuation for the controls of parts to come. As shown in Figure 2, the integration of the optical fiber bundle 14 to the composite material part 12 is made by interposing the beam 14 between two layers or folds during the lamination (draping) of the folds of the part. Thus, the pre-impregnated folds such as the folds 12a, 12b and 12c are successively draped one above the other and the beam 14 is positioned on the fold 12c (lower fold) on which it adheres. The stacking of the upper folds (such as fold 12d) then continues. Note that the transmission units 18 and 20 are then attached to the ends 14a and 14b of the beam which are positioned at a distance from the side walls of the room, outside the perimeter of the room. These units are connected to the control unit 22 which, for example, is a computer (embedded in the case of an aircraft) or is part of such a computer. The beam 14 is oriented axially with respect to the folds in a direction in which the folds, or some of them only, are likely to be subjected to the highest mechanical stresses when the workpiece is in use condition. The values of these constraints can approach the admissible stress values by the part or by certain areas of it. These constraints are for example defined by simulation and by experience. The control unit 22, being connected to the light signal emitting unit in the optical fiber bundle and to the receiving unit of the light signal at the output of the beam, is thus able to compare electrical signals with each other. input and output signals in analog or digital form. Depending on the result of the comparison, the control unit 22 determines whether or not the beam 14 is capable of transmitting a light signal and therefore determines respectively the absence or the presence of a beam damage (ex: rupture one or more optical fibers in the beam 14).

En effet, un endommagement/ rupture d'une fibre ou de plusieurs fibres optiques affecte la transmission du signal lumineux par la ou les fibres du faisceau. L'amplitude du signal lumineux transmis est ainsi diminuée, voire annulée suite à un tel endommagement. La comparaison des amplitudes des signaux d'entrée et de sortie permet de détecter cette variation d'amplitude et d'en déduire un endommagement du faisceau. On notera qu'en cas d'annulation totale du signal lumineux, l'unité de réception 20 ne reçoit aucun signal et la seule analyse du signal de sortie électrique peut suffire généralement à détecter l'endommagement de l'ensemble des fibres du faisceau. La présence d'un endommagement/rupture d'une ou de plusieurs fibres optiques dans le faisceau 14 est représentative d'un endommagement de la structure du matériau composite 12 et, notamment, d'une rupture dans la matière.Indeed, a damage / rupture of a fiber or of several optical fibers affects the transmission of the light signal by the fiber or fibers of the beam. The amplitude of the transmitted light signal is thus reduced or even canceled due to such damage. The comparison of the amplitudes of the input and output signals makes it possible to detect this amplitude variation and to deduce a damage to the beam. Note that in case of total cancellation of the light signal, the receiving unit 20 receives no signal and the only analysis of the electrical output signal can generally be sufficient to detect the damage of all the fibers of the beam. The presence of a damage / rupture of one or more optical fibers in the beam 14 is representative of a damage to the structure of the composite material 12 and, in particular, a break in the material.

Le système de contrôle non destructif de la pièce 12 est ainsi particulièrement avantageux puisqu'il permet de détecter, de façon indirecte et simple, un éventuel dommage causé à la pièce en analysant la capacité d'au moins un faisceau de fibres optiques qui est adjoint à la pièce à transmettre un signal lumineux.The non-destructive testing system of the part 12 is thus particularly advantageous since it makes it possible to detect, in an indirect and simple manner, any damage caused to the part by analyzing the capacity of at least one bundle of optical fibers which is deputy. to the piece to transmit a light signal.

Les moyens de détection 16 (ou, à tout le moins, le faisceau 14) étant montés à demeure sur la pièce, le système de contrôle permet de réaliser une telle détection sur la pièce à tout moment de sa vie : par exemple, pendant ou après la mise en place de cette pièce dans sa disposition finale d'utilisation, voire durant l'utilisation de la pièce ou d'un ensemble qui inclut cette pièce. Il suffit par exemple de connecter à l'unité de contrôle 22 (si celle-ci n'est pas déjà associée aux unités d'émission 18 et de réception 20) les unités d'émission 18 et de réception 20 solidaires de la pièce 12. Même si les conditions d'accès à la pièce sont difficiles après sa mise en place dans sa disposition finale d'utilisation (ex : encombrement réduit...), le système de contrôle est capable de réaliser la détection sans avoir besoin d'accéder à la pièce ni même de la démonter. Il n'en serait pas nécessairement de même avec un appareil de contrôle non destructif indépendant qui devrait être approché de la pièce et peut être même mis en contact avec celle-ci pour les besoins du contrôle. La figure 3 illustre un système 40 de contrôle non destructif d'une pièce en matériau composite selon un deuxième mode de réalisation de l'invention. Les éléments inchangés par rapport à ceux de la figure 1 conservent les mêmes références. Le système 40 diffère du système 10 de la figure 1 par l'agencement et la constitution du faisceau de fibres optiques par rapport à la pièce en matériau composite. Le système diffère également par le fait que le faisceau est fixé à la pièce après la fabrication de celle-ci, comme le montre la figure 5 sur laquelle les différents plis 12a-d de la pièce sont drapés les uns au dessus des autres avant que le faisceau ne soit fixé à celle-ci. Sur la figure 3, le faisceau de fibres optiques 42 du système 40 est fixé à la face supérieure du dernier pli (pli supérieur) 12d de la pièce 12, par exemple par collage. Plus particulièrement, le faisceau 42 comprend le faisceau 14 de la figure 1 enrobé à l'intérieur d'un film ou d'une résine thermodurcissable 44 (figure 4) qui maintient les fibres 14c-f en position. Le faisceau 42 est formé en répandant de la résine sur les fibres et l'ensemble ainsi formé est placé entre deux films protecteurs avant d'être entreposé en chambre froide pour ralentir le durcissement de la résine. Ensuite, lorsque l'on souhaite fixer le faisceau 42 à la pièce 12, l'ensemble revêtu de ses deux films protecteurs est sorti de la chambre froide. Les films sont retirés et l'ensemble 42 est collé sur la face supérieure du pli 12d. On notera que la résine utilisée présente des caractéristiques qui sont les plus proches possibles de la structure de la pièce à contrôler. Ainsi, le faisceau ou nappe de fibres 42 possède la même aptitude de déformation que celle de la surface sur laquelle il est fixé. Les extrémités 14a, 14b sont toujours positionnées à distance des parois latérales de la pièce et sont raccordées aux unités 18 et 20 comme sur la figure 1. Comme représenté sur la figure 3, le faisceau 42 fait saillie par rapport à la face supérieure de la pièce 12. Toutefois, l'épaisseur du faisceau est contrôlée de manière à ce qu'elle soit suffisamment faible pour perturber le moins possible la pièce et son environnement. En particulier, l'épaisseur est contrôlée pour ne pas perturber les caractéristiques aérodynamiques de cette face supérieure lorsqu'elle est exposée à un écoulement d'air comme cela est le cas sur un panneau externe d'un aéronef. L'épaisseur du faisceau 42 (par exemple formé de fibres monomodes) est ainsi de préférence inférieure à 0,05 mm. Comme pour le mode des figures 1 et 2, le faisceau 42 peut être positionné dans une zone de la pièce qui est susceptible d'être soumise à des contraintes élevées pouvant s'approcher des valeurs de contraintes admissibles pour cette zone, voire dépasser ces valeurs. Plus particulièrement, le faisceau 42 est orienté axialement dans une direction selon laquelle un ou plusieurs plis seront soumis aux contraintes mécaniques les plus élevées en condition d'utilisation de la pièce.The detection means 16 (or, at the very least, the beam 14) being mounted permanently on the part, the control system makes it possible to perform such a detection on the part at any moment of its life: for example, during or after the establishment of this part in its final use, or even during use of the part or an assembly that includes this part. It is sufficient, for example, to connect to the control unit 22 (if it is not already associated with the transmission units 18 and reception units 20) the transmission units 18 and reception units 20 integral with the room 12. Even if the conditions of access to the part are difficult after its installation in its final disposition of use (ex: reduced space requirement ...), the control system is able to realize the detection without needing to access the room or even disassemble it. This would not necessarily be the case with an independent non-destructive tester that should be brought closer to the part and can even be brought into contact with it for control purposes. FIG. 3 illustrates a system 40 for non-destructive testing of a composite material part according to a second embodiment of the invention. Elements unchanged from those of Figure 1 retain the same references. The system 40 differs from the system 10 of Figure 1 by the arrangement and the constitution of the optical fiber bundle relative to the composite material part. The system also differs in that the beam is attached to the workpiece after manufacture thereof, as shown in Figure 5 in which the different plies 12a-d of the workpiece are draped one above the other before the beam is attached to it. In Figure 3, the optical fiber bundle 42 of the system 40 is attached to the upper face of the last fold (upper fold) 12d of the part 12, for example by gluing. More particularly, the beam 42 comprises the beam 14 of FIG. 1 embedded in a thermosetting film or resin 44 (FIG. 4) which holds the fibers 14c-f in position. The beam 42 is formed by spreading resin on the fibers and the assembly thus formed is placed between two protective films before being stored in a cold room to slow the hardening of the resin. Then, when it is desired to fix the beam 42 to the part 12, the assembly coated with its two protective films is removed from the cold room. The films are removed and the assembly 42 is glued on the upper face of the fold 12d. It should be noted that the resin used has characteristics that are as close as possible to the structure of the part to be controlled. Thus, the fiber bundle or ply 42 has the same deformability as that of the surface to which it is attached. The ends 14a, 14b are always positioned away from the side walls of the room and are connected to the units 18 and 20 as in Figure 1. As shown in Figure 3, the beam 42 protrudes from the upper face of the 12. However, the thickness of the beam is controlled so that it is small enough to disturb the room and its environment as little as possible. In particular, the thickness is controlled so as not to disturb the aerodynamic characteristics of this upper face when it is exposed to an air flow as is the case on an outer panel of an aircraft. The thickness of the beam 42 (for example formed of monomode fibers) is thus preferably less than 0.05 mm. As for the mode of FIGS. 1 and 2, the beam 42 can be positioned in a zone of the part that is likely to be subjected to high stresses that can approach or exceed the values of allowable stresses for this zone. . More particularly, the beam 42 is oriented axially in a direction in which one or more plies will be subjected to the highest mechanical stresses in use condition of the part.

Un tel système peut par exemple être appliqué sur un panneau d'aéronef destiné à former la peau externe de celui-ci. Le système est par exemple disposé sous un revêtement de peinture. Le faisceau est de préférence orienté suivant l'axe longitudinal de l'aéronef qui correspond à la direction des plus fortes contraintes et à la direction privilégiant l'aérodynamisme. Le système selon ce deuxième mode de réalisation présente les mêmes avantages et caractéristiques que ceux du système des figures 1 et 2. Les figures 6 à 9 illustrent une application possible à un aéronef d'un système de contrôle non destructif selon un mode de réalisation de l'invention.Such a system may for example be applied to an aircraft panel intended to form the outer skin thereof. The system is for example arranged under a coating of paint. The beam is preferably oriented along the longitudinal axis of the aircraft which corresponds to the direction of the highest stresses and the direction favoring aerodynamics. The system according to this second embodiment has the same advantages and characteristics as those of the system of FIGS. 1 and 2. FIGS. 6 to 9 illustrate a possible application to an aircraft of a non-destructive control system according to an embodiment of FIG. the invention.

La figure 6 illustre une section transversale d'une poutre ventrale 50 (« keel beam » en terminologie anglosaxonne) d'un aéronef. La poutre 50 est formée d'un panneau inférieur 52 incurvé vers le haut, de deux panneaux latéraux 54, 56 sensiblement parallèles, assemblés sur le panneau inférieur et d'un panneau supérieur 58 sensiblement horizontal coiffant les deux panneaux latéraux. Ces panneaux sont réalisés en matériau composite et sont susceptibles d'être endommagés par des contraintes mécaniques trop élevées (supérieures aux contraintes admissibles du matériau) lors de l'exploitation de l'aéronef. C'est par exemple le cas du panneau inférieur 52. Par souci de simplification les moyens 16 de détection d'un endommagement de fibres optiques du système de contrôle non destructif utilisé ne sont pas représentés sur la figure 6. Ils sont par contre représentés (à l'exception de l'unité de contrôle) sur la vue de côté de la figure 7 et sur la vue de dessous de la figure 8. Le système utilisé est par exemple celui des figures 3 à 5. Les deux boitiers des unités d'émission et de réception 18 et 20 du 10 système sont installés sur des supports de montage 60, 62 (ex : équerres) fixés au panneau latéral 56. Des raccords électriques 64, 66 partent des boitiers respectifs 18, 20 pour rejoindre un calculateur embarqué (non représenté) qui assure les fonctions de l'unité de contrôle 22. Le faisceau 70, quant à lui, comprend une portion 72 longitudinale qui 15 est collée sur la face inférieure (externe) du panneau inférieur 52 et s'étend suivant l'axe longitudinal de l'aéronef pour perturber le moins possible l'écoulement d'air sur la face du panneau. Le faisceau 70 comprend également, de part et d'autre de cette portion longitudinale, deux portions transversales 74, 76 qui relient la portion 20 longitudinale 72 aux unités 18 et 20 (figure 7). Les deux portions s'étendent successivement sur la face inférieure du panneau inférieur 52, suivant la tranche ou bord des panneaux 52 et 56, puis sur la face supérieure concave et la face latérale du panneau 56. Les portions transversales 74, 76 sont collées sur les panneaux concernés. 25 Un tel système peut s'avérer très utile pour contrôler des pièces d'aéronef qui sont situées dans des zones particulièrement difficiles d'accès, notamment durant le vol. Un tel système peut s'avérer très utile pour détecter un endommagement de pièces qui sont soumises à de fortes charges, comme les 30 zones basses de l'aéronef (panneaux inférieurs, panneau inférieur de poutre ventrale , panneau intrados du caisson central...) qui sont soumises à une forte compression, par exemple lors de l'atterrissage.Figure 6 illustrates a cross section of a ventral beam 50 ("keel beam" in English terminology) of an aircraft. The beam 50 is formed of a bottom panel 52 curved upwards, two side panels 54, 56 substantially parallel, assembled on the lower panel and a substantially horizontal upper panel 58 capping the two side panels. These panels are made of composite material and are likely to be damaged by excessive mechanical stresses (greater than the allowable stresses of the material) during operation of the aircraft. This is for example the case of the lower panel 52. For the sake of simplicity, the means 16 for detecting an optical fiber damage of the non-destructive testing system used are not shown in FIG. with the exception of the control unit) on the side view of FIG. 7 and on the bottom view of FIG. 8. The system used is for example that of FIGS. 3 to 5. The two boxes of the control units The transmission and reception 18 and 20 of the system are installed on mounting brackets 60, 62 (eg brackets) fixed to the side panel 56. Electrical connectors 64, 66 depart from the respective housings 18, 20 to join an on-board computer. (Not shown) which performs the functions of the control unit 22. The beam 70, meanwhile, comprises a longitudinal portion 72 which is bonded to the lower (outer) face of the lower panel 52 and extends along the longitudinal axis inal of the aircraft to disturb as little as possible the flow of air on the face of the panel. The beam 70 also comprises, on either side of this longitudinal portion, two transverse portions 74, 76 which connect the longitudinal portion 72 to the units 18 and 20 (FIG. 7). The two portions extend successively on the lower face of the lower panel 52, following the edge or edge of the panels 52 and 56, then on the concave upper face and the lateral face of the panel 56. The transverse portions 74, 76 are glued on the panels concerned. Such a system can be very useful for controlling aircraft parts that are located in areas that are particularly difficult to access, especially during flight. Such a system can prove very useful for detecting damage to parts which are subjected to heavy loads, such as the lower zones of the aircraft (lower panels, lower panel of the ventral beam, lower panel of the central box, etc.). ) which are subject to high compression, for example during landing.

Un tel système est capable d'effectuer les contrôles durant le vol de l'aéronef, de façon régulière ou non, en continu ou non pendant toutes les phases de vol. Selon une variante de réalisation des modes des figures précédentes, les unités d'émission 18 et de réception 20 sont fixées aux extrémités 14a et 14b du faisceau de fibres optiques 14 ou 42 avant même que celui-ci ne soit interposé entre deux plis consécutifs (fig.1) ou collé sur la pièce (fig.3). Les unités d'émission 18 et de réception 20 et le faisceau 14 forment ainsi un ensemble pré-assemblé qui peut être préparé à l'avance en différentes longueurs et largeurs afin de s'adapter à différents environnements et différentes pièces. Selon une autre variante non représentée, une même pièce peut être pourvue de plusieurs faisceaux de fibres optiques positionnés à des endroits appropriés où la pièce est susceptible d'être soumise à des contraintes qui peuvent avoisiner ou dépasser les contraintes admissibles des zones considérées. Selon encore une autre variante non représentée, le faisceau de fibres optiques n'a pas nécessairement une forme rectiligne ou uniquement rectiligne et peut, par exemple, comprendre plusieurs tronçons rectilignes ou une forme générale courbe, voire une combinaison des deux. Les variantes précédentes s'appliquent également au mode des figures 6 à 9. On notera que le système de contrôle non destructif du mode des figures 6 à 9 peut alternativement être le système des figures 3 à 5.Such a system is capable of performing controls during the flight of the aircraft, regularly or not, continuously or not during all phases of flight. According to an alternative embodiment of the modes of the preceding figures, the emission units 18 and reception 20 are fixed to the ends 14a and 14b of the optical fiber bundle 14 or 42 even before it is interposed between two consecutive folds ( fig.1) or glued on the piece (fig.3). The emitting and receiving units 18 and the beam 14 thus form a pre-assembled assembly which can be prepared in advance in different lengths and widths to suit different environments and different rooms. According to another variant not shown, the same part can be provided with several bundles of optical fibers positioned at appropriate locations where the part is likely to be subjected to stresses that may be around or exceed the allowable stresses of the considered areas. According to yet another variant not shown, the optical fiber bundle does not necessarily have a rectilinear or only rectilinear shape and may, for example, comprise several rectilinear sections or a generally curved shape, or even a combination of the two. The preceding variants also apply to the mode of FIGS. 6 to 9. It should be noted that the non-destructive control system of the mode of FIGS. 6 to 9 may alternatively be the system of FIGS. 3 to 5.

Claims

REVENDICATIONS1. System (10) for non-destructive testing of a composite material part, characterized in that it comprises: - a composite material part (12), - at least one optical fiber bundle (14) which is fixed to said piece, - means (16) for detecting damage to said at least one optical fiber bundle, the detection means (16) comprising: - at least one unit (18) for transmitting a light signal into said at least one optical fiber bundle, - at least one light signal receiving unit (20) that is configured to provide an output signal, - at least one control unit (22) that is configured to analyze the output signal provided by the receiving unit and therefore the ability of said at least one beam to transmit a light signal to detect damage to said at least one beam.

System according to claim 1, characterized in that the transmitting unit (18) is configured to emit a light signal into the at least one optical fiber bundle (14) from an electrical input signal. the control unit (22) is configured to analyze the ability of said at least one optical fiber bundle to transmit a light signal by comparing the output signal provided by the reception unit (20) with the signal of Entrance.

3. System according to claim 1 or 2, characterized in that the emission (18), reception (20) and control (22) units are positioned outside the perimeter of the room (12).

4. System according to one of claims 1 to 3, characterized in that said at least one optical fiber bundle (14) and the emission units (18) and receiving (20) fixed thereto form a set preassembled.

5. System according to one of claims 1 to 4, characterized in that said at least one optical fiber bundle (14) is integrated between two folds (12c, 12d) of the piece of composite material.

6. System according to claim 5, characterized in that said at least one optical fiber bundle (14) is oriented axially in a direction in which one or more plies are likely to be subjected to the highest mechanical stresses.

7. System according to one of claims 1 to 6, characterized in that said at least one optical fiber bundle (42) is bonded to one side of the composite material part (12).

8. System according to claim 7, characterized in that said at least one optical fiber bundle (14) is embedded inside a thermosetting film (44) which is bonded to the face of the composite material part.

9. Aircraft, characterized in that it comprises at least one system according to one of claims 1 to 8.

10. A method of manufacturing a system according to one of claims 1 to 8, characterized in that it comprises a step of fixing said at least one optical fiber bundle (14) to the composite material part (12). .

11. The method of claim 10, characterized in that it comprises a step of bonding said at least one optical fiber bundle (42) on one side of the composite material part.

12. The method of claim 11, characterized in that, prior to the bonding step, the method comprises a step of coating said at least one optical fiber bundle (14) in a thermosetting film (44).

13. A method of non-destructive testing of a composite material part, characterized in that it comprises: - the emission, from a transmission unit, of a light signal in at least one bundle of fibers optics (14) fixed to a composite material part (12), the light signal being emitted in said at least one beam towards a light signal receiving unit, - analyzing the capacity of said at least one beam of optical fibers (14) for transmitting the light signal, from the analysis of the output signal supplied by the reception unit, - the detection of a possible damage of said at least one beam (14) from the result of the above analysis.

Method according to claim 13, characterized in that the analysis of the capacity of said at least one optical fiber bundle (14) to transmit the light signal comprises a comparison of the output signal provided by the reception unit (20). ) with an input signal supplied to the transmitting unit (18).