CA2255402A1 - Piece en materiau composite a matrice metallique a haute rigidite et a grande stabilite dans une direction longitudinale - Google Patents
Piece en materiau composite a matrice metallique a haute rigidite et a grande stabilite dans une direction longitudinale Download PDFInfo
- Publication number
- CA2255402A1 CA2255402A1 CA002255402A CA2255402A CA2255402A1 CA 2255402 A1 CA2255402 A1 CA 2255402A1 CA 002255402 A CA002255402 A CA 002255402A CA 2255402 A CA2255402 A CA 2255402A CA 2255402 A1 CA2255402 A1 CA 2255402A1
- Authority
- CA
- Canada
- Prior art keywords
- fibers
- ultra high
- high modulus
- matrix
- part according
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Abandoned
Links
Classifications
-
- C—CHEMISTRY; METALLURGY
- C22—METALLURGY; FERROUS OR NON-FERROUS ALLOYS; TREATMENT OF ALLOYS OR NON-FERROUS METALS
- C22C—ALLOYS
- C22C47/00—Making alloys containing metallic or non-metallic fibres or filaments
- C22C47/08—Making alloys containing metallic or non-metallic fibres or filaments by contacting the fibres or filaments with molten metal, e.g. by infiltrating the fibres or filaments placed in a mould
-
- C—CHEMISTRY; METALLURGY
- C22—METALLURGY; FERROUS OR NON-FERROUS ALLOYS; TREATMENT OF ALLOYS OR NON-FERROUS METALS
- C22C—ALLOYS
- C22C47/00—Making alloys containing metallic or non-metallic fibres or filaments
- C22C47/02—Pretreatment of the fibres or filaments
- C22C47/06—Pretreatment of the fibres or filaments by forming the fibres or filaments into a preformed structure, e.g. using a temporary binder to form a mat-like element
- C22C47/062—Pretreatment of the fibres or filaments by forming the fibres or filaments into a preformed structure, e.g. using a temporary binder to form a mat-like element from wires or filaments only
- C22C47/068—Aligning wires
-
- C—CHEMISTRY; METALLURGY
- C22—METALLURGY; FERROUS OR NON-FERROUS ALLOYS; TREATMENT OF ALLOYS OR NON-FERROUS METALS
- C22C—ALLOYS
- C22C49/00—Alloys containing metallic or non-metallic fibres or filaments
- C22C49/14—Alloys containing metallic or non-metallic fibres or filaments characterised by the fibres or filaments
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B22—CASTING; POWDER METALLURGY
- B22F—WORKING METALLIC POWDER; MANUFACTURE OF ARTICLES FROM METALLIC POWDER; MAKING METALLIC POWDER; APPARATUS OR DEVICES SPECIALLY ADAPTED FOR METALLIC POWDER
- B22F2998/00—Supplementary information concerning processes or compositions relating to powder metallurgy
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
- Y10T—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER US CLASSIFICATION
- Y10T428/00—Stock material or miscellaneous articles
- Y10T428/249921—Web or sheet containing structurally defined element or component
- Y10T428/249924—Noninterengaged fiber-containing paper-free web or sheet which is not of specified porosity
- Y10T428/249927—Fiber embedded in a metal matrix
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
- Y10T—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER US CLASSIFICATION
- Y10T428/00—Stock material or miscellaneous articles
- Y10T428/249921—Web or sheet containing structurally defined element or component
- Y10T428/249924—Noninterengaged fiber-containing paper-free web or sheet which is not of specified porosity
- Y10T428/249928—Fiber embedded in a ceramic, glass, or carbon matrix
- Y10T428/249929—Fibers are aligned substantially parallel
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
- Y10T—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER US CLASSIFICATION
- Y10T428/00—Stock material or miscellaneous articles
- Y10T428/249921—Web or sheet containing structurally defined element or component
- Y10T428/249924—Noninterengaged fiber-containing paper-free web or sheet which is not of specified porosity
- Y10T428/249928—Fiber embedded in a ceramic, glass, or carbon matrix
- Y10T428/249931—Free metal or alloy fiber
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
- Y10T—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER US CLASSIFICATION
- Y10T442/00—Fabric [woven, knitted, or nonwoven textile or cloth, etc.]
- Y10T442/30—Woven fabric [i.e., woven strand or strip material]
- Y10T442/3382—Including a free metal or alloy constituent
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
- Y10T—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER US CLASSIFICATION
- Y10T442/00—Fabric [woven, knitted, or nonwoven textile or cloth, etc.]
- Y10T442/60—Nonwoven fabric [i.e., nonwoven strand or fiber material]
- Y10T442/654—Including a free metal or alloy constituent
Landscapes
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Materials Engineering (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- Metallurgy (AREA)
- Organic Chemistry (AREA)
- Crystallography & Structural Chemistry (AREA)
- Manufacture Of Alloys Or Alloy Compounds (AREA)
- Inorganic Fibers (AREA)
Abstract
Une pièce allongée, en matériau composite à matrice métallique, comprend respectivement de 35 % à 45 % en volume d'une matrice en alliage à base d'aluminium ou de magnésium et de 65 % à 55 % en volume de fibres continues de carbone, disposées en nappes parallèlement à sa longueur. Au moins environ 90 % des fibres de carbone sont des fibres à ultra haut module. Dans 25 % à 60 % des nappes, ces fibres sont orientées à 0 % ~ 5.degree. par rapport à la direction longitudinale de la pièce, lorsque la matrice est à base d'aluminium. Dans les autres nappes, les fibres sont alors orientées entre ~ 20.degree. et ~ 40.degree. par rapport à cette direction. Lorsque la matrice est à base de magnésium, les fibres à ultra haut module sont orientées à 0.degree. ~ 5.degree. dans au moins 90 % des nappes. On obtient ainsi une haute rigidité et une grande stabilité dans la direction précitée, ce qui favorise les applications à l'industrie spatiale.
Description
CA 022~402 1998-12-02 PIECE EN MATERIAU COMPOSITE A MATRICE METALLIQUE A
HAUTE RIGIDITE ET A GRANDE STABILITE DANS UNE DIRECTION
LONGITUDINALE.
Domaine technique L' invention concerne une pièce de forme allon-gée, en un matériau composite incluant une matrice métallique à base d'aluminium ou de magnésium, ainsi que des fibres continues de carbone agencées en nappes superposées.
Dans l'ensemble du texte l'expression "fibres continues" désigne des fibres de grande longueur, qui s'étendent sans discontinuité d'une extrémité à l'autre de la pièce ou sur tout son pourtour ou sa périphérie, selon l'orientation donnée aux fibres à l'intérieur de la plece.
Par ailleurs, l'expression "pièce allongée"
désigne toute pièce (plaque, tige, tube, etc.) présen-tant une plus grande dimension selon une direction donnée, dite "direction longitudinale", selon laquelle des efforts doivent être transmis.
En outre, le terme "nappe" désigne ici, par convention, toute couche de fibres tissées ou non tis-sées, quel que soit son mode de fabrication (drapage, bobinage, etc.).
La pièce en matériau composite à matrice métal-lique conforme à l'invention est particulièrement adap-tée à des utilisations dans l'industrie spatiale et, defaçon plus générale, à toute utilisation impliquant une grande stabilité dimensionnelle.
SP 14560.69 GP
CA 022~402 1998-12-02 Etat de la technique Les différentes pièces de structure des satel-lites, sondes et autres engins destinés à être utilisés dans l'espace subissent des contraintes, notamment mécaniques et thermiques, particulièrement sévères.
Ainsi, lors de l'assemblage et des essais au sol, les effets de la gravité, de l'humidité et de la température doivent être surveillés avec attention.
Pendant la phase de lancement, le lanceur transmet à l'engin spatial des efforts de poussée et des vibrations intenses.
Enfin, lorsque l'engin est opérationnel, il subit des variations de températures très importantes, selon que ses différentes faces sont ou non éclairées par le soleil. A cette contrainte s'ajoute la mise sous vide de l'engin, qui peut avoir pour conséquence une libération de l'humidité.
En présence de toutes ces contraintes, la réa-lisation des pièces de structure pose un problème déli-cat, notamment lorsqu'elles servent à supporter desappareils de haute précision tels que des miroirs appartenant à des systèmes optiques.
Dans ce contexte, il n'existe pas actuellement de matériau présentant, en lui-même, une stabilité
dimensionnelle et une rigidité suffisantes pour réali-ser des pièces de structure aptes à supporter les contraintes précitées, tout en assurant la précision de positionnement requise. C'est pourquoi des régulateurs thermiques plus ou moins complexes sont parfois asso-ciés à de telles pièces.
Ainsi, les pièces métalliques présentent tou-jours un coefficient de dilatation non nul, qui se tra-duit par une instabilité de positionnement lorsque la SP 14560.69 GP
CA 022~402 1998-12-02 pièce subit des variations thermiques. De plus, la rigidité des pièces purement métalliques est générale-ment insuffisante pour l'application considérée.
Les pièces en matériau composite à matrice organique sont beaucoup moins sensibles aux variations de températures et peuvent présenter une rigidité
élevée dans la direction longitudinale de la pièce.
Cependant, elles ont pour inconvénient notable, lors-qu'elles arrivent dans le vide, de désorber progressi-vement l'eau qu'elles ont adsorbée lorsqu'elles setrouvaient sur terre. Cette désorbtion progressive se traduit par des variations dimensionnelles de la pièce.
Elle impose de suivre des procédures très pénalisantes lors de la fabrication de l'engin spatial. Elle conduit également à équiper cet engin de dispositifs plus ou moins complexes permettant de repositionner les appa-reils de haute précision, lorsqu'ils se trouvent dans l'espace. Il s'agit toutefois d'opérations délicates et consommatrices d'énergie, ce qui peut affecter la fia-bilité de l'engin et en réduire la durée de vie.
L'utilisation de pièces en matériau composite àmatrice métallique permet, grâce à la présence de fibres continues, d'accroître sensiblement la rigidité, par rapport aux pièces purement métalliques. De plus, les problèmes de variations dimensionnelles dus à la désorbtion dans le vide sont supprimés. Ces avantages sont exposés, notamment, dans l'article "High Stable Advanced Materials For Space Telescope, An Application Of Metal Matrix Composites" de C. Désagulier et al., 30 IAF-96-I.3.01, dans le cas de composites fibres de carbone-aluminium et fibres de carbone-magnésium. Plus précisément, cet article préconise l'emploi de fibres de carbone à ultra haut module, et il annonce qu'une SP 14560.69 GP
. . .
CA 022~402 1998-12-02 nappe ou un "pli" élémentaire présentant un coefficient de dilatation thermique longitudinal aL de 1.10 6/oC
(matrice magnésium) ou de 1,27.10 6/oC (matrice alumi-nium) et un module de traction longitudinal EL de 280 GPa (matrice magnésium) ou de 302 GPa (matrice alumi-nium) a pu être obtenu.
Toutefois, aucune technique n'est suggérée en ce qui concerne la réalisation d'une pièce épaisse (ensemble de nappes) devant présenter un coefficient de dilatation thermique longitudinal aL pratiquement nul, c'est-à-dire dont la valeur absolue est, de préférence, inférieure à 0,2. 10 6/oC.
Exposé de l'invention L'invention a précisément pour objet une pièce en matériau composite à matrice métallique, dont la conception originale lui permet de présenter à la fois une haute rigidité et une grande stabilité dimension-nelle, afin notamment de pouvoir être utilisée dans l'espace, pour y supporter des appareils de haute pré-clslon .
Selon une première forme de réalisation del'invention, ce résultat est obtenu au moyen d'une pièce en matériau composite à matrice métallique, de forme allongée selon une direction donnée, caractérisée par le fait qu'elle comprend de 35 % à 45 % en volume d'une matrice en alliage à base d'aluminium et, respec-tivement, de 65 % à 55 % en volume de fibres continues de carbone disposées en nappes successives parallèle-ment à ladite direction, au moins environ 90 % desfibres de carbone étant des fibres à ultra haut module, lesdites fibres à ultra haut module étant orientées à
SP 14560.69 GP
CA 022~402 1998-12-02 0~ + 5~ dans environ 25 % à environ 60 % des nappes, et entre + 20~ et + 40~ dans les autres nappes, par rap-port à ladite direction.
Dans ce cas, la matrice en alliage à base d'aluminium est, de préférence, en un alliage de type AG10, contenant notamment environ 10 % en volume de ma-gnésium.
Avantageusement, les fibres à ultra haut module sont alors orientées à 0~ + 5~ dans 45 % à 55 % des nappes et, de préférence, dans environ 50 % des nappes.
Par ailleurs, les fibres à ultra haut module sont orientées avantageusement à environ + 25~ dans les autres nappes.
Selon une deuxième forme de réalisation de l'invention, les caractéristiques visées sont atteintes au moyen d'une pièce en matériau composite à matrice métallique, de forme allongée selon une direction don-née, caractérisée par le fait qu'elle comprend, respec-tivement, de 35 % à 45 % en volume d'une matrice en alliage à base de magnésium et de 65 % à 55 % en volume de fibres continues de carbone, disposées en nappes successives parallèlement à ladite direction, au moins environ 90 % des fibres de carbone étant des fibres à
ultra haut module, lesdites fibres à ultra haut module étant orientées à 0~ + 5~ par rapport à ladite direc-tion dans au moins 90 % des nappes.
Dans ce cas, la matrice en alliage à base demagnésium est, de préférence, en un alliage de type GA9Z1, contenant notamment environ 9 % en volume d'alu-minium.
SP 14560.69 GP
CA 022~402 1998-12-02 Avantageusement, les fibres à ultra haut module sont alors orientées à 0~ + 5~ dans environ 100 % des nappes.
Dans les deux formes de réalisation, les pièces présentent une stabilité quasi parfaite au moins dans la direction longitudinale. En effet, comme toutes les pièces métalliques ou à matrice métallique, il n'y a pas d'adsorbtion d'humidité au sol, de sorte que ses dimensions ne changent pas lorsque la pièce est mise dans le vide. De plus, grâce aux caractéristiques pro-pres au matériau selon l'invention, le coefficient de dilatation thermique aL dans la direction longitudinale est pratiquement nul. En effet, sa valeur absolue est inférieure à 0,2.10 6~ ~C, OU proche de cette valeur.
Par ailleurs, une pièce conforme à l'invention présente une haute rigidité spécifique dans la direc-tion longitudinale précitée. Plus précisément, la rigi-dité spécifique dans cette direction étant définie comme le rapport entre le module de traction longitudi-nal EL et la densité relative p, ce rapport est, dans la plupart des cas, supérieur à 100 MPa.
De préférence, au moins certaines des nappes sont des tissus, par exemple de type taffetas, compre-nant environ 90 % de fils de chaîne, constitués par les fibres continues de carbone à ultra haut module et environ 10% de fils de trame, constitués par d'autre fibres continues de carbone, de moindre module. Les fils de trame ont notamment pour fonction de maintenir les fils de chaîne.
Dans les formes de réalisation préférées de l'invention, les fibres à ultra haut module sont des fibres ayant un module de traction au moins égal à
SP 14560.69 GP
CA 022~402 1998-12-02 environ 650 GPa, et qui s'étendent d'une extrémité à
l'autre de la pièce, selon sa direction longitudinale.
De préférence, les nappes sont agencées selon une symétrie miroir par rapport à une surface longitu-dinale médiane, parallèle à la direction longitudinale.
Description détaillée de formes de réalisation préfé-rées de l'invention Conformément à l'invention, pour qu'une pièce de forme allongée présente à la fois une très grande rigidité spécifique et une stabilité dimensionnelle pratiquement parfaite dans la direction de sa longueur, cette pièce doit être réalisée dans un matériau compo-site à matrice métallique présentant des caractéristi-ques bien déterminées.
L'expression "très grande rigidité spécifiquedans la direction de sa longueur", signifie un rapport entre le module de traction EL et la densité relative p généralement supérieur à 100 GPa dans cette direction.
Dans les formes de réalisation préférées qui vont etre décrites, cet objectif est atteint puisque la rigidité
spécifique mesurée dans la direction longitudinale est, selon le cas, de 119 GPa (matrice à base d'aluminium) ou de 197 (matrice de base de magnésium).
De façon comparable, l'expression "stabilité
dimensionnelle pratiquement parfaite dans la direction de sa longueur" signifie que la valeur absolue du coef-ficient de dilatation thermique longitudinale ~L est généralement inférieure à 0,2.10 /~C. Dans les formes de réalisation préférées, ce résultat est également atteint, puisque la valeur absolue du coefficient de dilatation thermique longitudinale mesuré est, selon le SP 14560.69 GP
.
CA 022~402 1998-12-02 cas, de 0,08.10 6/oC (matrice à base d'aluminium) ou de 0, 01 .10 6/oC (matrice à base de magnésium).
Conformément à l'invention, le matériau compo-site utilisé pour fabriquer une pièce de forme allongée comprend une matrice en alliage à base d'aluminium ou de magnésium, ainsi que des fibres continues de carbone qui sont disposées en nappes successives, parallèlement à la direction longitudinale de la pièce.
De facon plus précise, la matrice et les fibres forment respectivement environ 40 % et environ 60 % du volume total de la pièce. Si la pièce comprend un ou plusieurs inserts réalisés en un autre matériau, par exemple métallique, cette proportion volumique ne concerne que la partie de la pièce réalisée en matériau composite. Dans la pratique, les expressions "environ 40 %" et "environ 60 %" signifient que la matrice représente de 35 % à 45 % du volume total de la pièce et que les fibres représentent respectivement 65 % à
55 % de ce même volume.
Dans une première forme de réalisation préférée de l'invention, l'alliage dans lequel est réalisé la matrice est un alliage d'aluminium contenant notamment environ 10 % en volume de magnésium. Un tel alliage est généralement connu sous la dénomination "alliage AG10".
Dans cette première forme de réalisation de l'invention, au moins environ 90 % des fibres continues de carbone sont des fibres à ultra haut module, c'est-à-dire des fibres dont le module de traction est au moins égal à environ 650 GPa. Plus précisément, les fibres continues de carbone sont des fibres "K139" de la Société MITSUBISHI.
De plus, les fibres de carbone à ultra haut module sont orientées entre -5~ et + 5~ par rapport à
SP 14560.69 GP
.
CA 022~402 1998-12-02 la direction longitudinale de la pièce dans 45 à 55 %
des nappes. Dans les nappes restantes, c'est-à-dire respectivement dans 55 à 45 % des nappes, les fibres de carbone à ultra haut module sont orientées alternative-ment dans l'un ou l'autre sens entre 20~ et 40~ parrapport à la direction longitudinale de la pièce.
Dans la première forme de réalisation préférée, la pièce comporte un nombre pair de nappes de fibres et ces nappes sont agencées selon une symétrie miroir par rapport à une surface longitudinale médiane de la pièce, parallèle à la direction longitudinale. Cette surface est plane ou cylindrique, selon que la pièce présente une section rectangulaire ou circulaire, res-pectivement.
Dans chacune des nappes, les fibres à ultra haut module sont parallèles entre elles et elles s'étendent d'une extrémité à l'autre de la pièce, selon la direction longitudinale de celle-ci.
Une pièce conforme à l'invention est fabriquée en réalisant tout d'abord une préforme fibreuse, puis en infiltrant cette préforme de l'alliage formant la matrice. La réalisation de la préforme fibreuse dépend de la forme de la pièce à fabriquer. En particulier, les fibres à ultra haut module peuvent être utilisées seules (cas d'un bobinage), en association avec d'au-tres fibres (cas d'un tissu), ou en combinant ces deux procédés.
Lorsque toutes les nappes sont formées unique-ment de fibres à ultra haut module, parallèles entre elles dans chaque nappe, la totalité des fibres de car-bone formant la matrice fibreuse est en fibres à ultra haut module. A l'inverse, lorsque toutes les nappes se présentent sous la forme d'un tissu dans lequel les SP 14560.69 GP
CA 022~402 1998-12-02 fibres à ultra haut module constituent le fil de chaîne, environ 90 % des fibres de la matrice fibreuse sont des fibres à ultra haut module. Dans certains cas, une partie des nappes est formée uniquement de fibres à
ultra haut module et les autres nappes sont formées de tissus. Selon le pourcentage des nappes de chaque caté-gorie, le pourcentage de fibres à ultra haut module dans la préforme fibreuse est alors compris entre envi-ron 90 % et 100 %.
Dans le cas de l'exemple décrit, les fibres à
ultra haut module sont tissées afin de maintenir ces fibres entre elles, dans la nappe considérée, pour assurer une fabrication satisfaisante de la pièce. Pour assurer ce maintien, on réalise alors un tissu, par exemple de type taffetas, comprenant environ 90 % de fils de chaîne constitués par les fibres de carbone à
ultra haut module et environ 10 ~ de fils de trame, constitués par d'autres fibres continues de carbone, de moindre module. Dans la première forme de réalisation décrite, ces autres fibres sont des fibres de type "M40" ou "M50" de la Société TORAY.
Une pièce en matériau composite à matrice métallique conforme à l'invention est fabriquée par fonderie sous pression.
Selon cette technique, on place dans un même récipient hermétique, comparable à un autoclave, un creuset contenant des blocs de l'alliage destiné à for-mer la matrice de la pièce, ainsi qu'un moule dans lequel on a introduit auparavant la préforme fibreuse préalablement fabriquée selon l'agencement précédemment décrit.
Lors d'une première étape, on fait le vide à
l'intérieur du récipient et du moule, on chauffe le SP 14560.69 GP
.
CA 022~402 1998-12-02 creuset contenant les blocs d'alliage métallique et on préchauffe le moule.
Lorsque l'alliage contenu dans le creuset est totalement fondu, il est transféré à l'intérieur du moule. Ce transfert est effectué automatiquement en pressurisant le récipient à un niveau de pression géné-ralement compris entre environ 30 bars et environ 100 bars.
Dès que le moule est rempli, le refroidissement de la pièce est accéléré en amenant un organe réfrigé-rant au contact d'une paroi du moule. Tant que la tem-pérature n'est pas redescendue en dessous de la tempé-rature de solidification de l'alliage, la pression est maintenue dans le récipient afin de compenser le rétreint naturel du métal.
Pour plus de détails concernant les principales techniques connues de mise en oeuvre de ce procédé, on se reportera utilement à l'article "Pressure Infiltra-tion Casting of Metal Matrix Composites" de Arnold J.
COOK et Paul S. WERNER, dans "Materials Science and En-gineering" A 144 (Octobre 1991) pages 189 à 206.
Dans la première forme de réalisation de l'invention, six pièces différentes, numérotées 1 à 6, en matériau composite à matrice métallique, de forme parallélépipèdique allongée, ont été fabriquées par cette technique de fonderie sous pression. Les pièces numérotées 1 à 5 présentaient les mêmes dimensions de 260mm x 130mm x 3mm. La pièce numérotée 6 présentait des dimensions de 160 mm x 80 mm x 3 mm. Toutes les pièces présentaient la même matrice en AG10. Elles dif-féraient essentiellement par la structure de leur pré-forme fibreuse. En effet, si chacune de ces préformes était formée de seize (pièces 1 à 5) ou dix (pièce 6) SP 14560.69 GP
-CA 022~402 1998-12-02 nappes de tissu incluant chacune 90 % de fibres K139 et 10 % de fibres M40 (pièces 1 à 5) ou M50 (pièce 6), l'orientation des fibres K139 à ultra haut module était différente d'une préforme à l'autre. Cette orientation est donnée dans le Tableau I.
TABLEAU I
N~ de Drapage (fibre K139) Séquence de drapage pièce quasi-unidirectionnel /
25~ de fibres à 0~ (+30~;+30~;+30~;0~;-30~;-30~;-30~;0~;
HAUTE RIGIDITE ET A GRANDE STABILITE DANS UNE DIRECTION
LONGITUDINALE.
Domaine technique L' invention concerne une pièce de forme allon-gée, en un matériau composite incluant une matrice métallique à base d'aluminium ou de magnésium, ainsi que des fibres continues de carbone agencées en nappes superposées.
Dans l'ensemble du texte l'expression "fibres continues" désigne des fibres de grande longueur, qui s'étendent sans discontinuité d'une extrémité à l'autre de la pièce ou sur tout son pourtour ou sa périphérie, selon l'orientation donnée aux fibres à l'intérieur de la plece.
Par ailleurs, l'expression "pièce allongée"
désigne toute pièce (plaque, tige, tube, etc.) présen-tant une plus grande dimension selon une direction donnée, dite "direction longitudinale", selon laquelle des efforts doivent être transmis.
En outre, le terme "nappe" désigne ici, par convention, toute couche de fibres tissées ou non tis-sées, quel que soit son mode de fabrication (drapage, bobinage, etc.).
La pièce en matériau composite à matrice métal-lique conforme à l'invention est particulièrement adap-tée à des utilisations dans l'industrie spatiale et, defaçon plus générale, à toute utilisation impliquant une grande stabilité dimensionnelle.
SP 14560.69 GP
CA 022~402 1998-12-02 Etat de la technique Les différentes pièces de structure des satel-lites, sondes et autres engins destinés à être utilisés dans l'espace subissent des contraintes, notamment mécaniques et thermiques, particulièrement sévères.
Ainsi, lors de l'assemblage et des essais au sol, les effets de la gravité, de l'humidité et de la température doivent être surveillés avec attention.
Pendant la phase de lancement, le lanceur transmet à l'engin spatial des efforts de poussée et des vibrations intenses.
Enfin, lorsque l'engin est opérationnel, il subit des variations de températures très importantes, selon que ses différentes faces sont ou non éclairées par le soleil. A cette contrainte s'ajoute la mise sous vide de l'engin, qui peut avoir pour conséquence une libération de l'humidité.
En présence de toutes ces contraintes, la réa-lisation des pièces de structure pose un problème déli-cat, notamment lorsqu'elles servent à supporter desappareils de haute précision tels que des miroirs appartenant à des systèmes optiques.
Dans ce contexte, il n'existe pas actuellement de matériau présentant, en lui-même, une stabilité
dimensionnelle et une rigidité suffisantes pour réali-ser des pièces de structure aptes à supporter les contraintes précitées, tout en assurant la précision de positionnement requise. C'est pourquoi des régulateurs thermiques plus ou moins complexes sont parfois asso-ciés à de telles pièces.
Ainsi, les pièces métalliques présentent tou-jours un coefficient de dilatation non nul, qui se tra-duit par une instabilité de positionnement lorsque la SP 14560.69 GP
CA 022~402 1998-12-02 pièce subit des variations thermiques. De plus, la rigidité des pièces purement métalliques est générale-ment insuffisante pour l'application considérée.
Les pièces en matériau composite à matrice organique sont beaucoup moins sensibles aux variations de températures et peuvent présenter une rigidité
élevée dans la direction longitudinale de la pièce.
Cependant, elles ont pour inconvénient notable, lors-qu'elles arrivent dans le vide, de désorber progressi-vement l'eau qu'elles ont adsorbée lorsqu'elles setrouvaient sur terre. Cette désorbtion progressive se traduit par des variations dimensionnelles de la pièce.
Elle impose de suivre des procédures très pénalisantes lors de la fabrication de l'engin spatial. Elle conduit également à équiper cet engin de dispositifs plus ou moins complexes permettant de repositionner les appa-reils de haute précision, lorsqu'ils se trouvent dans l'espace. Il s'agit toutefois d'opérations délicates et consommatrices d'énergie, ce qui peut affecter la fia-bilité de l'engin et en réduire la durée de vie.
L'utilisation de pièces en matériau composite àmatrice métallique permet, grâce à la présence de fibres continues, d'accroître sensiblement la rigidité, par rapport aux pièces purement métalliques. De plus, les problèmes de variations dimensionnelles dus à la désorbtion dans le vide sont supprimés. Ces avantages sont exposés, notamment, dans l'article "High Stable Advanced Materials For Space Telescope, An Application Of Metal Matrix Composites" de C. Désagulier et al., 30 IAF-96-I.3.01, dans le cas de composites fibres de carbone-aluminium et fibres de carbone-magnésium. Plus précisément, cet article préconise l'emploi de fibres de carbone à ultra haut module, et il annonce qu'une SP 14560.69 GP
. . .
CA 022~402 1998-12-02 nappe ou un "pli" élémentaire présentant un coefficient de dilatation thermique longitudinal aL de 1.10 6/oC
(matrice magnésium) ou de 1,27.10 6/oC (matrice alumi-nium) et un module de traction longitudinal EL de 280 GPa (matrice magnésium) ou de 302 GPa (matrice alumi-nium) a pu être obtenu.
Toutefois, aucune technique n'est suggérée en ce qui concerne la réalisation d'une pièce épaisse (ensemble de nappes) devant présenter un coefficient de dilatation thermique longitudinal aL pratiquement nul, c'est-à-dire dont la valeur absolue est, de préférence, inférieure à 0,2. 10 6/oC.
Exposé de l'invention L'invention a précisément pour objet une pièce en matériau composite à matrice métallique, dont la conception originale lui permet de présenter à la fois une haute rigidité et une grande stabilité dimension-nelle, afin notamment de pouvoir être utilisée dans l'espace, pour y supporter des appareils de haute pré-clslon .
Selon une première forme de réalisation del'invention, ce résultat est obtenu au moyen d'une pièce en matériau composite à matrice métallique, de forme allongée selon une direction donnée, caractérisée par le fait qu'elle comprend de 35 % à 45 % en volume d'une matrice en alliage à base d'aluminium et, respec-tivement, de 65 % à 55 % en volume de fibres continues de carbone disposées en nappes successives parallèle-ment à ladite direction, au moins environ 90 % desfibres de carbone étant des fibres à ultra haut module, lesdites fibres à ultra haut module étant orientées à
SP 14560.69 GP
CA 022~402 1998-12-02 0~ + 5~ dans environ 25 % à environ 60 % des nappes, et entre + 20~ et + 40~ dans les autres nappes, par rap-port à ladite direction.
Dans ce cas, la matrice en alliage à base d'aluminium est, de préférence, en un alliage de type AG10, contenant notamment environ 10 % en volume de ma-gnésium.
Avantageusement, les fibres à ultra haut module sont alors orientées à 0~ + 5~ dans 45 % à 55 % des nappes et, de préférence, dans environ 50 % des nappes.
Par ailleurs, les fibres à ultra haut module sont orientées avantageusement à environ + 25~ dans les autres nappes.
Selon une deuxième forme de réalisation de l'invention, les caractéristiques visées sont atteintes au moyen d'une pièce en matériau composite à matrice métallique, de forme allongée selon une direction don-née, caractérisée par le fait qu'elle comprend, respec-tivement, de 35 % à 45 % en volume d'une matrice en alliage à base de magnésium et de 65 % à 55 % en volume de fibres continues de carbone, disposées en nappes successives parallèlement à ladite direction, au moins environ 90 % des fibres de carbone étant des fibres à
ultra haut module, lesdites fibres à ultra haut module étant orientées à 0~ + 5~ par rapport à ladite direc-tion dans au moins 90 % des nappes.
Dans ce cas, la matrice en alliage à base demagnésium est, de préférence, en un alliage de type GA9Z1, contenant notamment environ 9 % en volume d'alu-minium.
SP 14560.69 GP
CA 022~402 1998-12-02 Avantageusement, les fibres à ultra haut module sont alors orientées à 0~ + 5~ dans environ 100 % des nappes.
Dans les deux formes de réalisation, les pièces présentent une stabilité quasi parfaite au moins dans la direction longitudinale. En effet, comme toutes les pièces métalliques ou à matrice métallique, il n'y a pas d'adsorbtion d'humidité au sol, de sorte que ses dimensions ne changent pas lorsque la pièce est mise dans le vide. De plus, grâce aux caractéristiques pro-pres au matériau selon l'invention, le coefficient de dilatation thermique aL dans la direction longitudinale est pratiquement nul. En effet, sa valeur absolue est inférieure à 0,2.10 6~ ~C, OU proche de cette valeur.
Par ailleurs, une pièce conforme à l'invention présente une haute rigidité spécifique dans la direc-tion longitudinale précitée. Plus précisément, la rigi-dité spécifique dans cette direction étant définie comme le rapport entre le module de traction longitudi-nal EL et la densité relative p, ce rapport est, dans la plupart des cas, supérieur à 100 MPa.
De préférence, au moins certaines des nappes sont des tissus, par exemple de type taffetas, compre-nant environ 90 % de fils de chaîne, constitués par les fibres continues de carbone à ultra haut module et environ 10% de fils de trame, constitués par d'autre fibres continues de carbone, de moindre module. Les fils de trame ont notamment pour fonction de maintenir les fils de chaîne.
Dans les formes de réalisation préférées de l'invention, les fibres à ultra haut module sont des fibres ayant un module de traction au moins égal à
SP 14560.69 GP
CA 022~402 1998-12-02 environ 650 GPa, et qui s'étendent d'une extrémité à
l'autre de la pièce, selon sa direction longitudinale.
De préférence, les nappes sont agencées selon une symétrie miroir par rapport à une surface longitu-dinale médiane, parallèle à la direction longitudinale.
Description détaillée de formes de réalisation préfé-rées de l'invention Conformément à l'invention, pour qu'une pièce de forme allongée présente à la fois une très grande rigidité spécifique et une stabilité dimensionnelle pratiquement parfaite dans la direction de sa longueur, cette pièce doit être réalisée dans un matériau compo-site à matrice métallique présentant des caractéristi-ques bien déterminées.
L'expression "très grande rigidité spécifiquedans la direction de sa longueur", signifie un rapport entre le module de traction EL et la densité relative p généralement supérieur à 100 GPa dans cette direction.
Dans les formes de réalisation préférées qui vont etre décrites, cet objectif est atteint puisque la rigidité
spécifique mesurée dans la direction longitudinale est, selon le cas, de 119 GPa (matrice à base d'aluminium) ou de 197 (matrice de base de magnésium).
De façon comparable, l'expression "stabilité
dimensionnelle pratiquement parfaite dans la direction de sa longueur" signifie que la valeur absolue du coef-ficient de dilatation thermique longitudinale ~L est généralement inférieure à 0,2.10 /~C. Dans les formes de réalisation préférées, ce résultat est également atteint, puisque la valeur absolue du coefficient de dilatation thermique longitudinale mesuré est, selon le SP 14560.69 GP
.
CA 022~402 1998-12-02 cas, de 0,08.10 6/oC (matrice à base d'aluminium) ou de 0, 01 .10 6/oC (matrice à base de magnésium).
Conformément à l'invention, le matériau compo-site utilisé pour fabriquer une pièce de forme allongée comprend une matrice en alliage à base d'aluminium ou de magnésium, ainsi que des fibres continues de carbone qui sont disposées en nappes successives, parallèlement à la direction longitudinale de la pièce.
De facon plus précise, la matrice et les fibres forment respectivement environ 40 % et environ 60 % du volume total de la pièce. Si la pièce comprend un ou plusieurs inserts réalisés en un autre matériau, par exemple métallique, cette proportion volumique ne concerne que la partie de la pièce réalisée en matériau composite. Dans la pratique, les expressions "environ 40 %" et "environ 60 %" signifient que la matrice représente de 35 % à 45 % du volume total de la pièce et que les fibres représentent respectivement 65 % à
55 % de ce même volume.
Dans une première forme de réalisation préférée de l'invention, l'alliage dans lequel est réalisé la matrice est un alliage d'aluminium contenant notamment environ 10 % en volume de magnésium. Un tel alliage est généralement connu sous la dénomination "alliage AG10".
Dans cette première forme de réalisation de l'invention, au moins environ 90 % des fibres continues de carbone sont des fibres à ultra haut module, c'est-à-dire des fibres dont le module de traction est au moins égal à environ 650 GPa. Plus précisément, les fibres continues de carbone sont des fibres "K139" de la Société MITSUBISHI.
De plus, les fibres de carbone à ultra haut module sont orientées entre -5~ et + 5~ par rapport à
SP 14560.69 GP
.
CA 022~402 1998-12-02 la direction longitudinale de la pièce dans 45 à 55 %
des nappes. Dans les nappes restantes, c'est-à-dire respectivement dans 55 à 45 % des nappes, les fibres de carbone à ultra haut module sont orientées alternative-ment dans l'un ou l'autre sens entre 20~ et 40~ parrapport à la direction longitudinale de la pièce.
Dans la première forme de réalisation préférée, la pièce comporte un nombre pair de nappes de fibres et ces nappes sont agencées selon une symétrie miroir par rapport à une surface longitudinale médiane de la pièce, parallèle à la direction longitudinale. Cette surface est plane ou cylindrique, selon que la pièce présente une section rectangulaire ou circulaire, res-pectivement.
Dans chacune des nappes, les fibres à ultra haut module sont parallèles entre elles et elles s'étendent d'une extrémité à l'autre de la pièce, selon la direction longitudinale de celle-ci.
Une pièce conforme à l'invention est fabriquée en réalisant tout d'abord une préforme fibreuse, puis en infiltrant cette préforme de l'alliage formant la matrice. La réalisation de la préforme fibreuse dépend de la forme de la pièce à fabriquer. En particulier, les fibres à ultra haut module peuvent être utilisées seules (cas d'un bobinage), en association avec d'au-tres fibres (cas d'un tissu), ou en combinant ces deux procédés.
Lorsque toutes les nappes sont formées unique-ment de fibres à ultra haut module, parallèles entre elles dans chaque nappe, la totalité des fibres de car-bone formant la matrice fibreuse est en fibres à ultra haut module. A l'inverse, lorsque toutes les nappes se présentent sous la forme d'un tissu dans lequel les SP 14560.69 GP
CA 022~402 1998-12-02 fibres à ultra haut module constituent le fil de chaîne, environ 90 % des fibres de la matrice fibreuse sont des fibres à ultra haut module. Dans certains cas, une partie des nappes est formée uniquement de fibres à
ultra haut module et les autres nappes sont formées de tissus. Selon le pourcentage des nappes de chaque caté-gorie, le pourcentage de fibres à ultra haut module dans la préforme fibreuse est alors compris entre envi-ron 90 % et 100 %.
Dans le cas de l'exemple décrit, les fibres à
ultra haut module sont tissées afin de maintenir ces fibres entre elles, dans la nappe considérée, pour assurer une fabrication satisfaisante de la pièce. Pour assurer ce maintien, on réalise alors un tissu, par exemple de type taffetas, comprenant environ 90 % de fils de chaîne constitués par les fibres de carbone à
ultra haut module et environ 10 ~ de fils de trame, constitués par d'autres fibres continues de carbone, de moindre module. Dans la première forme de réalisation décrite, ces autres fibres sont des fibres de type "M40" ou "M50" de la Société TORAY.
Une pièce en matériau composite à matrice métallique conforme à l'invention est fabriquée par fonderie sous pression.
Selon cette technique, on place dans un même récipient hermétique, comparable à un autoclave, un creuset contenant des blocs de l'alliage destiné à for-mer la matrice de la pièce, ainsi qu'un moule dans lequel on a introduit auparavant la préforme fibreuse préalablement fabriquée selon l'agencement précédemment décrit.
Lors d'une première étape, on fait le vide à
l'intérieur du récipient et du moule, on chauffe le SP 14560.69 GP
.
CA 022~402 1998-12-02 creuset contenant les blocs d'alliage métallique et on préchauffe le moule.
Lorsque l'alliage contenu dans le creuset est totalement fondu, il est transféré à l'intérieur du moule. Ce transfert est effectué automatiquement en pressurisant le récipient à un niveau de pression géné-ralement compris entre environ 30 bars et environ 100 bars.
Dès que le moule est rempli, le refroidissement de la pièce est accéléré en amenant un organe réfrigé-rant au contact d'une paroi du moule. Tant que la tem-pérature n'est pas redescendue en dessous de la tempé-rature de solidification de l'alliage, la pression est maintenue dans le récipient afin de compenser le rétreint naturel du métal.
Pour plus de détails concernant les principales techniques connues de mise en oeuvre de ce procédé, on se reportera utilement à l'article "Pressure Infiltra-tion Casting of Metal Matrix Composites" de Arnold J.
COOK et Paul S. WERNER, dans "Materials Science and En-gineering" A 144 (Octobre 1991) pages 189 à 206.
Dans la première forme de réalisation de l'invention, six pièces différentes, numérotées 1 à 6, en matériau composite à matrice métallique, de forme parallélépipèdique allongée, ont été fabriquées par cette technique de fonderie sous pression. Les pièces numérotées 1 à 5 présentaient les mêmes dimensions de 260mm x 130mm x 3mm. La pièce numérotée 6 présentait des dimensions de 160 mm x 80 mm x 3 mm. Toutes les pièces présentaient la même matrice en AG10. Elles dif-féraient essentiellement par la structure de leur pré-forme fibreuse. En effet, si chacune de ces préformes était formée de seize (pièces 1 à 5) ou dix (pièce 6) SP 14560.69 GP
-CA 022~402 1998-12-02 nappes de tissu incluant chacune 90 % de fibres K139 et 10 % de fibres M40 (pièces 1 à 5) ou M50 (pièce 6), l'orientation des fibres K139 à ultra haut module était différente d'une préforme à l'autre. Cette orientation est donnée dans le Tableau I.
TABLEAU I
N~ de Drapage (fibre K139) Séquence de drapage pièce quasi-unidirectionnel /
25~ de fibres à 0~ (+30~;+30~;+30~;0~;-30~;-30~;-30~;0~;
2 75~ de fibres +30~ ~; ; ; ; ;
25~ de fibres à 0~(+22~;+22~;+22~;0~;-22~;-22~;-22~0~;
25~ de fibres à 0~(+22~;+22~;+22~;0~;-22~;-22~;-22~0~;
3 75% de fibres _22~0~;-22~;-22~;-22~;0~;+22~;+22~;+22~) 50~ de fibres à 0~(-30~;0~;+30~;0~;-30~;0~;+30~;0~;0~;
4 50% de fibres +30~+30;0;30;0;+3o;o;-3o) 50~ de fibres à 0~(-25~;0~;+25~;0~;-25~;0~;+25~;0~;0~
50~ de fibres _25~+25~;0~;-25~;0~;+25~;0~;-25~) 60% de fibres à 0~(0;32~;0;-32~;0;0;-32~;0;32~;0) 6 40% de fibres +32 Les préformes définies par le Tableau I corres-pondent à des pièces de référence, permettant de montrer l'importance de l'orientation des fibres à
llintérieur du matériau composite, pour obtenir le résultat désiré.
A partir des préformes ainsi réalisées, chacune des pièces a ensuite été élaborée, par la technique de fonderie sous pression, dans des conditions d'élabora-tion identiques. Ces conditions sont les suivantes :
SP 14560.69 GP
CA 022~402 1998-12-02 - température du bain de métal constitué par l'alliage d'aluminium AG10 : 720~C;
- température de la préforme : 670~C ;
- pression maximale d'infiltration : 60 bars ;
- montée en pression : 1 bar/s ;
- vitesse moyenne de refroidissement : environ 50~C/min.
Des éprouvettes ont ensuite été découpées à la meule diamant dans chacune des pièces ainsi obtenues, pour permettre d'effectuer notamment des essais mécani-ques et des mesures physiques.
Préalablement à la découpe des éprouvettes, la qualité de l'infiltration des préformes fibreuses par l'alliage a été contrôlée à la fois par radiographie aux rayons X et par des observations métallographiques.
Ces contrôles ont mis en évidence une très bonne infil-tration de la préforme et l'absence de défaut de fonde-rie.
Les essais mécaniques effectués sur les éprou-vettes usinées dans les pièces sont principalement desessais de traction. Les mesures physiques concernent notamment le coefficient de dilatation thermique dans la direction transversale, le coefficient de dilatation thermique dans la direction longitudinale et la fraction volumique en fibre.
Les mesures physiques ont montré que la masse volumique du composite était toujours comprise entre 2,26 g/cm3 et 2,30g/cm3.
Les résultats des essais mécaniques et des mesures physiques effectués sur chacune des éprouvettes, à température ambiante (environ 20~C), sont rassemblés dans le Tableau II.
SP 14560.69 GP
., ~ TABLEAU I I
o C~
c~CARACTERISTIQUES SYMBOLEPIECE 1 PIECE 2 PIECE 3 PIECE4 PIECE 5 PIECE 6 MESUREES D
Module d'Young sens L EL 360 (2) 166 (2) 215 (2) 226 (2) 275 (2) 282 (3) (GPa) u.
Valeur absolue du aL 0,47 (2) 0~25 (2) 0,23 (2) 011 0,08 (2) 0,26 (4) ~, coef. dilatation thermique sens L (10-6/~C) Valeurabsolue du aT 8,2 (1) 6,9 (1) 6,9 (1) 8,2 (1) 9,0 (1) . 4153 (3) coef. dilatation thermique sens T (10-6/~C) Taux volumique de fibres Vf60,3+/-0,3 (5)58,8+/-0,2 (5) 59~5+/-013 (5)5517%+/-013 (5)5914+/-015 (5) 57_1,02 (1) t%) CA 022~402 1998-12-02 Sur ce Tableau, l'expression "sens L" signifie direction longitudinale, l'expression "sens T" signifie direction transversale et les valeurs données entre parenthèses indiquent le nombre d'essais effectué à
chaque fois.
Les résultats présentés dans le Tableau II mon-trent que le coefficient de dilatation thermique aLdans la direction longitudinale décroît progressivement en valeur absolue, de la pièce 1 à la pièce 5, les piè-ces 2, 3 et 6 présentant un coefficient de dilatationthermique sensiblement d'égale valeur, dans cette direction. Seules les pièces 4 et 5 présentent un coef-ficient aL inférieur à 0,2.10-6/~C, dans la direction longitudinale. Par ailleurs, seules les pièces 1, 5 et 6 présentent une rigidité spécifique dans la direction longitudinale EL/p supérieure à 100 GPa.
Dans la première forme de réalisation de l'in-vention, la pièce 5 présente donc le meilleur compromis afin d'obtenir à la fois une haute rigidité et une grande stabilité dans la direction longitudinale.
Dans une deuxième forme de réalisation préférée de l'invention, la matrice est réalisée en un alliage à
base de magnésium, contenant notamment environ 9 % en volume d'aluminium. Cet alliage est de type GA9Z1 Haute Pureté.
Comme dans la première forme de réalisation décrite, la matrice et les fibres continues de carbones présentent des taux volumiques respectifs d'environ 40 % et d'environ 60 %.
Dans l'exemple choisi pour illustrer cette deuxième forme de réalisation de l'invention, on réa-lise une préforme à partir d'un empilement de nappes de tissu. Le tissu comprend environ 90 % en volume de SP 14560.69 GP
CA 022~402 1998-12-02 .
fibres de carbone à ultra haut module, de type K 139, placées dans la direction longitudinale, et 10 % de fibres de carbone de type M 50, placées dans la direc-tion transverse, afin de maintenir les fibres K 139.
L'empilement des nappes de tissu est réalisé de fa~con telle que, dans toutes les nappes, les fibres à
ultra haut module soient orientées à 0~ + 5~ par rap-port à la direction longitudinale de la pièce.
Comme dans la première forme de réalisation décrite, la pièce est fabriquée par fonderie sous pres-sion, dans les conditions suivantes :
- température du bain d'alliage de magnésium GA9Z1 : 750~C ;
- température de la préforme : 750~C ;
- pression maximale d'infiltration : 60 bars ;
- montée en pression : 1 bar/s ;
- vitesse moyenne de refroidissement : environ 25~C/min.
Des échantillons de la pièce obtenue, appelée "pièce 7" ont été découpés afin d'effectuer les mêmes mesures mécaniques et physiques que sur les pièces 1 à
6 illustrant la première forme de réalisation de l'in-vention.
La masse volumique de la pièce 7 a été détermi-née à 1,95 g/cm3 par les mesure physiques.
Le Tableau III donne, à température ambiante(environ 20~C), les résultats des mesures mécaniques et physiques effectués (les notations sont les mêmes que dans le Tableau II).
SP 14560.69 GP
,, _, . .
CA 022~402 1998-12-02 TABLEAU I I I
Caractéristiques Symbole Pièce 7 mesurées Module d'Young sens L (GPa) EL 384 (3) Valeur absolue du coeffi-cient dilatation thermique sens L (10-6/~C) aL 0,01 (4) Valeur absolue du coeffi-cient dilatation thermique sens T (10-6/~C) aT 5,33 (3) Taux volumique de fibres 58,5+2,5 (3) (~) Vf L' observation du Tableau III montre que la pièce 7 présente, en valeur absolue, un coefficient de dilatation thermique aL, dans la direction longitudi-nale, très inférieur à 0, 2.10- /~C. De plus, la rigidité
spécifique EL/p dans la direction longitudinale est largement supérieure à 100 GPa. Les objectifs visés sont donc également atteints par cette deuxième forme de réalisation de l'invention, dès lors que l'orienta-tion des fibres est à 0~ + 5~ dans au moins 90 % des nappes.
En conclusion, les pièces en matériau composite à matrice métallique conformes à l'invention présentent des caractéristiques mécaniques et physiques qui per-mettent d'envisager leur utilisation notamment dans l'industrie spatiale, pour toutes les applications nécessitant à la fois une haute rigidité et une excel-lente stabilité dans une direction longitudinale de lapièce.
SP 14560.69 GP
50~ de fibres _25~+25~;0~;-25~;0~;+25~;0~;-25~) 60% de fibres à 0~(0;32~;0;-32~;0;0;-32~;0;32~;0) 6 40% de fibres +32 Les préformes définies par le Tableau I corres-pondent à des pièces de référence, permettant de montrer l'importance de l'orientation des fibres à
llintérieur du matériau composite, pour obtenir le résultat désiré.
A partir des préformes ainsi réalisées, chacune des pièces a ensuite été élaborée, par la technique de fonderie sous pression, dans des conditions d'élabora-tion identiques. Ces conditions sont les suivantes :
SP 14560.69 GP
CA 022~402 1998-12-02 - température du bain de métal constitué par l'alliage d'aluminium AG10 : 720~C;
- température de la préforme : 670~C ;
- pression maximale d'infiltration : 60 bars ;
- montée en pression : 1 bar/s ;
- vitesse moyenne de refroidissement : environ 50~C/min.
Des éprouvettes ont ensuite été découpées à la meule diamant dans chacune des pièces ainsi obtenues, pour permettre d'effectuer notamment des essais mécani-ques et des mesures physiques.
Préalablement à la découpe des éprouvettes, la qualité de l'infiltration des préformes fibreuses par l'alliage a été contrôlée à la fois par radiographie aux rayons X et par des observations métallographiques.
Ces contrôles ont mis en évidence une très bonne infil-tration de la préforme et l'absence de défaut de fonde-rie.
Les essais mécaniques effectués sur les éprou-vettes usinées dans les pièces sont principalement desessais de traction. Les mesures physiques concernent notamment le coefficient de dilatation thermique dans la direction transversale, le coefficient de dilatation thermique dans la direction longitudinale et la fraction volumique en fibre.
Les mesures physiques ont montré que la masse volumique du composite était toujours comprise entre 2,26 g/cm3 et 2,30g/cm3.
Les résultats des essais mécaniques et des mesures physiques effectués sur chacune des éprouvettes, à température ambiante (environ 20~C), sont rassemblés dans le Tableau II.
SP 14560.69 GP
., ~ TABLEAU I I
o C~
c~CARACTERISTIQUES SYMBOLEPIECE 1 PIECE 2 PIECE 3 PIECE4 PIECE 5 PIECE 6 MESUREES D
Module d'Young sens L EL 360 (2) 166 (2) 215 (2) 226 (2) 275 (2) 282 (3) (GPa) u.
Valeur absolue du aL 0,47 (2) 0~25 (2) 0,23 (2) 011 0,08 (2) 0,26 (4) ~, coef. dilatation thermique sens L (10-6/~C) Valeurabsolue du aT 8,2 (1) 6,9 (1) 6,9 (1) 8,2 (1) 9,0 (1) . 4153 (3) coef. dilatation thermique sens T (10-6/~C) Taux volumique de fibres Vf60,3+/-0,3 (5)58,8+/-0,2 (5) 59~5+/-013 (5)5517%+/-013 (5)5914+/-015 (5) 57_1,02 (1) t%) CA 022~402 1998-12-02 Sur ce Tableau, l'expression "sens L" signifie direction longitudinale, l'expression "sens T" signifie direction transversale et les valeurs données entre parenthèses indiquent le nombre d'essais effectué à
chaque fois.
Les résultats présentés dans le Tableau II mon-trent que le coefficient de dilatation thermique aLdans la direction longitudinale décroît progressivement en valeur absolue, de la pièce 1 à la pièce 5, les piè-ces 2, 3 et 6 présentant un coefficient de dilatationthermique sensiblement d'égale valeur, dans cette direction. Seules les pièces 4 et 5 présentent un coef-ficient aL inférieur à 0,2.10-6/~C, dans la direction longitudinale. Par ailleurs, seules les pièces 1, 5 et 6 présentent une rigidité spécifique dans la direction longitudinale EL/p supérieure à 100 GPa.
Dans la première forme de réalisation de l'in-vention, la pièce 5 présente donc le meilleur compromis afin d'obtenir à la fois une haute rigidité et une grande stabilité dans la direction longitudinale.
Dans une deuxième forme de réalisation préférée de l'invention, la matrice est réalisée en un alliage à
base de magnésium, contenant notamment environ 9 % en volume d'aluminium. Cet alliage est de type GA9Z1 Haute Pureté.
Comme dans la première forme de réalisation décrite, la matrice et les fibres continues de carbones présentent des taux volumiques respectifs d'environ 40 % et d'environ 60 %.
Dans l'exemple choisi pour illustrer cette deuxième forme de réalisation de l'invention, on réa-lise une préforme à partir d'un empilement de nappes de tissu. Le tissu comprend environ 90 % en volume de SP 14560.69 GP
CA 022~402 1998-12-02 .
fibres de carbone à ultra haut module, de type K 139, placées dans la direction longitudinale, et 10 % de fibres de carbone de type M 50, placées dans la direc-tion transverse, afin de maintenir les fibres K 139.
L'empilement des nappes de tissu est réalisé de fa~con telle que, dans toutes les nappes, les fibres à
ultra haut module soient orientées à 0~ + 5~ par rap-port à la direction longitudinale de la pièce.
Comme dans la première forme de réalisation décrite, la pièce est fabriquée par fonderie sous pres-sion, dans les conditions suivantes :
- température du bain d'alliage de magnésium GA9Z1 : 750~C ;
- température de la préforme : 750~C ;
- pression maximale d'infiltration : 60 bars ;
- montée en pression : 1 bar/s ;
- vitesse moyenne de refroidissement : environ 25~C/min.
Des échantillons de la pièce obtenue, appelée "pièce 7" ont été découpés afin d'effectuer les mêmes mesures mécaniques et physiques que sur les pièces 1 à
6 illustrant la première forme de réalisation de l'in-vention.
La masse volumique de la pièce 7 a été détermi-née à 1,95 g/cm3 par les mesure physiques.
Le Tableau III donne, à température ambiante(environ 20~C), les résultats des mesures mécaniques et physiques effectués (les notations sont les mêmes que dans le Tableau II).
SP 14560.69 GP
,, _, . .
CA 022~402 1998-12-02 TABLEAU I I I
Caractéristiques Symbole Pièce 7 mesurées Module d'Young sens L (GPa) EL 384 (3) Valeur absolue du coeffi-cient dilatation thermique sens L (10-6/~C) aL 0,01 (4) Valeur absolue du coeffi-cient dilatation thermique sens T (10-6/~C) aT 5,33 (3) Taux volumique de fibres 58,5+2,5 (3) (~) Vf L' observation du Tableau III montre que la pièce 7 présente, en valeur absolue, un coefficient de dilatation thermique aL, dans la direction longitudi-nale, très inférieur à 0, 2.10- /~C. De plus, la rigidité
spécifique EL/p dans la direction longitudinale est largement supérieure à 100 GPa. Les objectifs visés sont donc également atteints par cette deuxième forme de réalisation de l'invention, dès lors que l'orienta-tion des fibres est à 0~ + 5~ dans au moins 90 % des nappes.
En conclusion, les pièces en matériau composite à matrice métallique conformes à l'invention présentent des caractéristiques mécaniques et physiques qui per-mettent d'envisager leur utilisation notamment dans l'industrie spatiale, pour toutes les applications nécessitant à la fois une haute rigidité et une excel-lente stabilité dans une direction longitudinale de lapièce.
SP 14560.69 GP
Claims (13)
1. Pièce en matériau composite à matrice métallique, de forme allongée selon une direction donnée, comprenant, respectivement, de 35 % à 45 % en volume d'une matrice en alliage à base d'aluminium et de 65 % à 55 % en volume de fibres continues de carbone, disposées en nappes successives parallèlement à ladite direction, au moins environ 90 % des fibres de carbone étant des fibres à ultra haut module, lesdites fibres à ultra haut module étant orientées à 0° + 5°
dans environ 25 % à environ 60 % des nappes et entre i 20° et + 40° dans les autres nappes, par rapport à
ladite direction.
dans environ 25 % à environ 60 % des nappes et entre i 20° et + 40° dans les autres nappes, par rapport à
ladite direction.
2. Pièce selon la revendication 1, dans laquelle la matrice est en un alliage à base d'aluminium, contenant environ 10 % en volume de magnésium.
3. Pièce selon la revendication 1, dans laquelle les fibres à ultra haut module sont orientées à 0° + 5° dans 45 % à 55 % des nappes.
4. Pièce selon la revendication 3, dans laquelle les fibres à ultra haut module sont orientées à 0° + 5° dans environ 50 % des nappes.
5. Pièce selon la revendication 1, dans laquelle les fibres à ultra haut module sont orientées à environ + 25° dans les autres nappes.
6. Pièce en matériau composite à matrice métallique, de forme allongée selon une direction donnée, comprenant, respectivement, de 35 % à 45 % en volume d'une matrice en alliage à base de magnésium et de 65 % à 55 % en volume de fibres continues de carbone, disposées en nappes successives parallèlement à ladite direction, au moins environ 90 % des fibres de carbone étant des fibres à ultra haut module, lesdites fibres à
ultra haut module étant orientées à 0° + 5° par rapport à ladite direction dans au moins 90 % des nappes.
ultra haut module étant orientées à 0° + 5° par rapport à ladite direction dans au moins 90 % des nappes.
7. Pièce selon la revendication 6, dans laquelle la matrice est un alliage à base de magnésium, contenant environ 9 % en volume d'aluminium.
8. Pièce selon la revendication 6, dans laquelle les fibres à ultra haut module sont orientées à 0° + 5° dans environ 100 % des nappes.
9. Pièce selon la revendication 1, dans laquelle au moins certaines des nappes sont des tissus comprenant environ 90 % de fils de chaîne, constitués par lesdites fibres continues de carbone à ultra haut module et environ 10% de fils de trame, constitués par d'autre fibres continues de carbone, de moindre module.
10. Pièce selon la revendication 1, dans laquelle les fibres à ultra haut module s'étendent d'une extrémité à l'autre de la pièce, selon ladite direction.
11. Pièce selon la revendication 1, dans laquelle les fibres à ultra haut module sont des fibres ayant un module de traction au moins égal à environ 650 GPa.
12. Pièce selon la revendication 1, dans laquelle les nappes sont agencées selon une symétrie miroir par rapport à une surface longitudinale médiane, parallèle à ladite direction.
13. Pièce selon la revendication 1, appartenant à un engin spatial.
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR9715306 | 1997-12-04 | ||
| FR9715306A FR2772049B1 (fr) | 1997-12-04 | 1997-12-04 | Piece en materiau composite a matrice metallique a haute rigidite et a grande stabilite dans une direction longitudinale |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| CA2255402A1 true CA2255402A1 (fr) | 1999-06-04 |
Family
ID=9514157
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| CA002255402A Abandoned CA2255402A1 (fr) | 1997-12-04 | 1998-12-02 | Piece en materiau composite a matrice metallique a haute rigidite et a grande stabilite dans une direction longitudinale |
Country Status (8)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US6197411B1 (fr) |
| EP (1) | EP0922779B1 (fr) |
| JP (1) | JP4283359B2 (fr) |
| CA (1) | CA2255402A1 (fr) |
| DE (1) | DE69807306T2 (fr) |
| ES (1) | ES2182246T3 (fr) |
| FR (1) | FR2772049B1 (fr) |
| RU (1) | RU2217522C2 (fr) |
Families Citing this family (12)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| DE10126926B4 (de) * | 2001-06-01 | 2015-02-19 | Astrium Gmbh | Brennkammer mit Innenmantel aus einem keramischen Komposit-Material und Verfahren zur Herstellung |
| AT413704B (de) * | 2004-06-23 | 2006-05-15 | Arc Leichtmetallkompetenzzentrum Ranshofen Gmbh | Kohlenstofffaserverstärktes leichtmetallteil und verfahren zur herstellung desselben |
| WO2006051782A1 (fr) | 2004-11-09 | 2006-05-18 | Shimane Prefectural Government | Matériau composite de fibre de carbone à base de métal et procédé de fabrication idoine |
| DE102005051269B3 (de) * | 2005-10-26 | 2007-05-31 | Infineon Technologies Ag | Verbundwerkstoff und Bodenplatte |
| DE102006023041B4 (de) * | 2006-05-17 | 2015-11-12 | Bayerische Motoren Werke Aktiengesellschaft | Partikelverstärkte Magnesium- oder Aluminiumlegierung |
| RU2613830C1 (ru) * | 2015-10-07 | 2017-03-21 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Всероссийский научно-исследовательский институт авиационных материалов" (ФГУП "ВИАМ") | Волокнистый композиционный материал |
| DE102015221078A1 (de) | 2015-10-28 | 2017-05-04 | Airbus Operations Gmbh | Faserverstärktes Metallbauteil für ein Luft- oder Raumfahrzeug und Herstellungsverfahren für faserverstärkte Metallbauteile |
| ITUA20162826A1 (it) * | 2016-04-22 | 2017-10-22 | Freni Brembo Spa | Corpo pinza di una pinza per freno a disco |
| CN107267826A (zh) * | 2017-05-16 | 2017-10-20 | 苏州莱特复合材料有限公司 | 一种改性石墨烯增强镁基金属材料及其制备方法 |
| CN107312984A (zh) * | 2017-05-16 | 2017-11-03 | 苏州莱特复合材料有限公司 | 一种改性碳纤维增强镁基复合材料及其制备方法 |
| CN108723309B (zh) * | 2018-06-25 | 2021-01-01 | 临沂利信铝业有限公司 | 铝镁合金铸锭及其制备方法 |
| CN110385437B (zh) * | 2019-07-03 | 2021-09-10 | 西安理工大学 | 一种定向纤维原位增强钛及其合金支架的制备方法 |
Family Cites Families (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPS613864A (ja) * | 1984-06-15 | 1986-01-09 | Toyota Motor Corp | 炭素繊維強化マグネシウム合金 |
| EP0536264B1 (fr) * | 1990-06-29 | 1994-12-14 | Flexline Services Ltd. | Procede de fabrication de composites renforces et materiau filamenteux utilise dans ledit procede |
-
1997
- 1997-12-04 FR FR9715306A patent/FR2772049B1/fr not_active Expired - Fee Related
-
1998
- 1998-11-13 US US09/190,302 patent/US6197411B1/en not_active Expired - Fee Related
- 1998-12-01 ES ES98403009T patent/ES2182246T3/es not_active Expired - Lifetime
- 1998-12-01 DE DE69807306T patent/DE69807306T2/de not_active Expired - Fee Related
- 1998-12-01 EP EP98403009A patent/EP0922779B1/fr not_active Expired - Lifetime
- 1998-12-02 CA CA002255402A patent/CA2255402A1/fr not_active Abandoned
- 1998-12-03 RU RU98122445/02A patent/RU2217522C2/ru not_active IP Right Cessation
- 1998-12-04 JP JP34617898A patent/JP4283359B2/ja not_active Expired - Fee Related
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| FR2772049A1 (fr) | 1999-06-11 |
| EP0922779A1 (fr) | 1999-06-16 |
| JP4283359B2 (ja) | 2009-06-24 |
| JPH11256254A (ja) | 1999-09-21 |
| US6197411B1 (en) | 2001-03-06 |
| EP0922779B1 (fr) | 2002-08-21 |
| DE69807306D1 (de) | 2002-09-26 |
| DE69807306T2 (de) | 2003-04-17 |
| RU2217522C2 (ru) | 2003-11-27 |
| ES2182246T3 (es) | 2003-03-01 |
| FR2772049B1 (fr) | 2000-02-18 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| EP0922779B1 (fr) | Pièce en matériau composite à matrice métallique à haute rigidité et à grande stabilité dans une direction longitudinale | |
| EP0459916B1 (fr) | Eléments de friction en matériau composite carbone-carbone à texture différentielle, procédés et dispositifs pour les fabriquer | |
| EP0721438B1 (fr) | Procede de fabrication d'un materiau composite a interphase lamellaire entre fibres de renfort et matrice, et materiau tel qu'obtenu par le procede | |
| CA3014449C (fr) | Procede de fabrication d'une piece en materiau composite a matrice ceramique | |
| CA2796804C (fr) | Procede d'elaboration d'une piece composite a matrice ceramique | |
| EP2146110A1 (fr) | Procédé de fabrication d'une pièce de friction en materiau composite carbone/carbone | |
| EP2683673A1 (fr) | Procede de fabrication d'un composite a matrice ceramique | |
| EP3302943B1 (fr) | Procédé d'imprégnation d'une texture fibreuse de forme creuse | |
| EP0735387A1 (fr) | Procédé d'élaboration d'une structure allegée en SiC, du type sandwich à âme en nid d'abeilles et structure ainsi obtenue | |
| FR2772509A1 (fr) | Aiguille d'absorption de neutrons | |
| FR2818666A1 (fr) | Protection d'un bol en materiau carbone, notamment en composite c/c, destine a recevoir un creuset, tel qu'un creuset en silice pour le tirage de silicium | |
| EP0223642A1 (fr) | Matériau composite carbone-carbone pour pièces de friction, et son application aux dispositifs de freinage | |
| FR2695409A1 (fr) | Matériau composite associant un alliage de magnésium contenant du zirconium à un renfort carbon, et son procédé de fabrication. | |
| FR2664852A1 (fr) | Procede de realisation de preformes fibreuses formees par un empilement de strates comportant de petits rayons de courbure pour la fabrication de pieces en materiau composite. | |
| CA3029384A1 (fr) | Procede d'infiltration ou de depot chimique en phase vapeur | |
| WO2017194886A1 (fr) | Pièce en matériau composite a matrice céramique | |
| FR3059934A1 (fr) | Moule d'impregnation a aiguilles pour la realisation d'une piece a partir d'une preforme tissee | |
| FR2606010A1 (fr) | Procede de fabrication de structures carbonisables, a partir de fibres carbonees pre-oxydees (polyacrylonitrile, en particulier) et les structures ainsi obtenues | |
| Cinibulk et al. | Transmission Electron Microscopy Specimen Preparation of Ceramic Coatings on Ceramic Fibers | |
| EP0612597B1 (fr) | Procédé et dispositif pour la fabrication d'un semi-produit en bande utilisable dans la fabrication de matériaux ou produits composites à matrice céramique renforcée par des fibres | |
| FR2819804A1 (fr) | Procede de fabrication d'une piece en carbone/carbone | |
| FR2950959A1 (fr) | Dispositif de support pour chargement de plaques | |
| FR3136235A1 (fr) | Procédé de fabrication d’une pièce en matériau composite | |
| FR3136189A1 (fr) | Pièce en matériau composite à capacité d’absorption des chocs améliorée, et procédé de fabrication d’une telle pièce | |
| FR2458736A1 (fr) | Procede de protection de surfaces exposees a l'erosion |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| EEER | Examination request | ||
| FZDE | Discontinued |