EP4210928A1 - Procédé de fabrication d'une pièce tubulaire composite de l'aérospatial et/ou de l'aéronautique et une telle pièce composite - Google Patents

Procédé de fabrication d'une pièce tubulaire composite de l'aérospatial et/ou de l'aéronautique et une telle pièce composite

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EP4210928A1
EP4210928A1 EP21785934.7A EP21785934A EP4210928A1 EP 4210928 A1 EP4210928 A1 EP 4210928A1 EP 21785934 A EP21785934 A EP 21785934A EP 4210928 A1 EP4210928 A1 EP 4210928A1
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EP
European Patent Office
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flange
composite
wall
composite tubular
tubular part
Prior art date
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Pending
Application number
EP21785934.7A
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German (de)
English (en)
Inventor
Frederick Cavaliere
Louis MONROUX
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ArianeGroup SAS
Original Assignee
ArianeGroup SAS
Priority date (The priority date 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 date listed.)
Filing date
Publication date
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    • Y02T50/40—Weight reduction

Definitions

  • the subject of the invention is thus more specifically a process for manufacturing a composite tubular part for aerospace and/or aeronautics and such a composite tubular part.
  • Such a degree of polymerization can be measured according to standard ISO 11357-1:2016.
  • the inventors have identified that such a partial polymerization allows both quality storage of the flange components while ensuring good cohesion between the flange component(s) and the composite tubular body part(s) after the second heat treatment.
  • the second thermosetting material may be identical to the first thermosetting material.
  • At least one second flange component intended to succeed circumferentially the first flange component by covering the first circumferential end of the latter during the assembly step of the flange components, has a variable thickness from the central portion towards a second circumferential end of the flange sector opposite the first circumferential end, in which the variation in thickness of the first and of the second flange component are complementary to each other so that when assembling the flange components the second circumferential end of the second flange component covers the first end together having a substantially constant thickness.
  • the invention further relates to a composite tubular part for aerospace and/or aeronautics comprising: a composite tubular body made of a first thermoset material, the tubular body comprising at least a first wall, a composite extension member made of at least a second thermoset material, distinct from or identical to the first thermoset material, said extension member comprising at least one second wall in contact with the corresponding first wall or walls and a flange extending from the second wall or walls at an angle with the corresponding second wall or walls, the composite extension member being joined to the body tubular by the first and second walls.
  • FIGS. 3B and 3E each illustrating a tubular part comprising a composite member with a thickness greater than that of the tubular body and having a portion extending one end of the tubular body, FIG. 3D illustrating more precisely a composite member having an internal flange and FIG. 3E illustrating more precisely a composite member having an external flange, FIGS.
  • Figures IA and IB illustrate a composite tubular part 1 for aerospace or aeronautics according to a first embodiment of the invention, the tubular part comprising a composite tubular body 10 and a composite extension member 20 of the part composite tube 1 comprising a flange 22.
  • the tubular portion 24 is complementary to the composite tubular body 10 and is assembled to the latter by presenting the second wall or walls 21 in contact with the corresponding first wall 11 .
  • the surface of the tubular portion 24 facing the first wall 11, namely the internal surface of the tubular portion 24, forms the second wall or walls 21.
  • the first heat treatment is adapted so that the flange component(s) 25 exhibit a degree of polymerization, measured by differential scanning calorimetry (DSC) , between 10 and 75% and preferably between 15 and 40%.
  • DSC differential scanning calorimetry
  • the flange extends radially towards the inside of the composite tubular part 10.
  • FIGS. 4A and 4B respectively illustrate a flange component 25 and a partial view of a composite tubular part 1 according to a second embodiment in which the tubular portion 24 of the extension member 20 does not have a bevel on the end opposite flange 20.
  • a composite tubular part 1 according to the fifth embodiment differs from a composite tubular part 1 according to the first embodiment in that the tubular portion sector comprises a first and second second wall 21, 21' defining a housing to house one end of the composite tubular body 10.
  • the composite tubular part according to this ninth embodiment has the lower flange components 25b, 25d, assembled to the tubular body with the second wall 21 in contact with the first wall 11, and the components flange 25a, 25c upper assembled flange components 25b, 25d lower staggered.
  • an upper flange component 25a, 25c covers the area of contact between two lower flange components 25b, 25d.
  • FIG. 8 illustrates a composite tubular part 1 according to a tenth embodiment in which the flange 22 is a discontinuous flange.
  • a composite tubular part 1 according to this tenth embodiment differs from a tubular part 1 according to the second embodiment in that the flange 22 is a discontinuous flange.

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Abstract

L'invention concerne un procédé de fabrication d'une pièce tubulaire composite (1) de l'aérospatial et/ou de l'aéronautique, ladite pièce tubulaire composite (1) comprenant un corps tubulaire (10) et au moins une bride (22). Le procédé comprenant les étapes suivantes : la fourniture d'au moins une partie de corps tubulaire composite (10); formation d'au moins un composant de bride (25 25a, 25b, 25') dans un deuxième matériau thermodurcissable; un premier traitement thermique pour polymériser partiellement le ou les composants de bride (25 25a, 25b, 25'); assemblage du ou des composants de bride (25 25a, 25b, 25') sur le corps tubulaire composite (10); un deuxième traitement thermique de l'assemblage composite de manière à polymériser à la fois l'au moins une partie de corps tubulaire (10) et le ou les composants de bride (25 25a, 25b, 25'). L'invention concerne en outre une pièce tubulaire composite (1).

Description

Procédé de fabrication d'une pièce tubulaire composite de l'aérospatial et/ou de l'aéronautique et une telle pièce composite Description
Domaine technique
L'invention concerne les pièces tubulaires dans le domaine de l'aérospatial et/ou de l'aéronautique telles que des viroles.
L'invention a ainsi plus précisément pour objet un procédé de fabrication d'une pièce tubulaire composite pour l'aérospatial et/ou de l'aéronautique et une telle pièce tubulaire composite.
État de l'art antérieur
Dans le domaine de l'aérospatial et de l'aéronautique est connu, dans un but de réduction de poids, d'utiliser des pièces tubulaires comportant un corps composite, ceci notamment pour le spatial dans le cadre des jupes inter-étages, des dispositifs de support et d'éjection de satellites, appelés dispensers en anglais, qui peuvent être des structures cylindriques à section constante ou bien des structures coniques. On peut également noter que de telles pièces tubulaires sont également notamment utilisées pour former les carters de divergents qui présentent une forme tronconiques ou encore pour former les structures entrée d'air au niveau des turbomachines utilisées dans l'aéronautique.
De telles pièces tubulaires comportent généralement des brides métalliques, collées ou boulonnées au corps composite, pour permettre leur assemblage avec les autres éléments du lanceur et/ou de l'aéronef. Or de telles brides métalliques sont, compte tenu de la taille de ces pièces tubulaires, à la fois coûteuses, présentent des coûts d'assemblage importants et sont relativement lourdes.
Par bride, on entend ci-dessus et dans le reste de ce document, un organe d'assemblage en forme de disque ou d'anneau, plus généralement de révolution, voire, dans certaines configurations, en portions d'anneau ou de disque. Un tel organe peut présenter une ouverture centrale ou non (c'est-à-dire sensiblement en forme d'anneau ou en forme de disque), et s'adapte à la section ou à la forme de la structure sur laquelle cette bride doit être assemblée.
Pour ces raisons, il a été un temps envisagé de fabriquer des pièces tubulaires entièrement composites.
Néanmoins, à l'heure actuelle, aucun des procédés de fabrication envisagés n'est satisfaisant et permet d'envisager une fabrication industrielle de pièces tubulaires composites pour l'aérospatial et/ou l'aéronautique. De ce fait, les pièces tubulaires composites ne sont pas, à l'heure actuelle, exploitées industriellement.
Exposé de l'invention
L'invention vise à résoudre au moins en partie les inconvénients ci-dessus et a ainsi pour but de fournir une fabrication de pièces tubulaires composites pour l'aérospatial et/ou l'aéronautique qui soit aisément industrialisable.
A cet effet, l'invention concerne un procédé de fabrication d'une pièce tubulaire composite de l'aérospatial et/ou de l'aéronautique, ladite pièce tubulaire composite comprenant un corps tubulaire et au moins une bride, le procédé comprenant les étapes suivantes : fourniture d'au moins une partie de corps tubulaire composite réalisé dans un premier matériau thermodurcissable et comportant au moins une première paroi, formation d'au moins un composant de bride réalisé dans au moins un deuxième matériau thermodurcissable, identique ou distinct du premier matériau thermodurcissable, ledit composant de bride comprenant une deuxième paroi et au moins un secteur de bride, la deuxième paroi présentant une forme complémentaire à la première paroi et l'au moins un secteur de bride s'étendant à partir de ladite deuxième paroi en formant un angle avec ladite deuxième paroi, premier traitement thermique pour polymériser partiellement le ou les composants de bride, assemblage du ou des composants de bride en contact avec la ou les parties de corps tubulaire de telle manière que chaque deuxième paroi soit en contact avec chaque première paroi correspondante, moyennant quoi on forme un assemblage composite définissant le corps tubulaire composite et un organe d'extension composite de la pièce tubulaire composite, ledit organe d'extension composite comprenant la bride et présentant la deuxième paroi, deuxième traitement thermique de l'assemblage composite de manière à polymériser à la fois l'au moins une partie de corps tubulaire et le ou les composants de bride, moyennant quoi on obtient la pièce tubulaire composite avec un corps tubulaire composite dans le premier matériau thermodurci et un organe d'extension composite dans le deuxième matériau thermodurci assemblé au corps tubulaire par les première et deuxième parois.
L'utilisation d'une polymérisation partielle des composants de bride permet d'obtenir des éléments rigides à température ambiante, qui peuvent donc être stockées et manipulées sans conditions particulières.
Lors de l'étape de formation d'au moins un composant de bride, il peut être formé plusieurs composants de bride formant chacun un secteur annulaire de bride.
De cette manière, il est possible de former une bride de grande taille plus aisément, puisqu'il est possible d'utiliser des composants de brides de dimensions relativement faibles vis-à-vis de celle de la bride qui sera formée lors de l'assemblage de ces composants.
Lors du deuxième traitement thermique, la résine des composants de bride partiellement polymérisés va ramollir, la viscosité va diminuée jusqu'à redevenir quasiment liquide. Ceci va permettre aux composants de bride de bien se conformer à la surface du corps tubulaire composite et d'obtenir une bonne interface de collage une fois l'assemblage complètement polymérisé.
Un tel procédé permet donc la fourniture d'une pièce tubulaire entièrement composite pour l'aérospatial ou l'aéronautique qui présente donc une masse et un coût réduit vis-à-vis des pièces tubulaires de l'art antérieur qui présente une bride métallique.
On note, de plus, qu'un tel procédé selon l'invention est aisé à mettre en œuvre, notamment par le fait qu'après le premier traitement thermique le ou les composants de bride étant partiellement polymérisés, les risques de déformation à température ambiante du ou des composants de brides sont fortement réduits et les composants de bride peuvent donc facilement être déplacés, stockés et repositionnés. De même, avec un tel procédé de formation, il est aisé de définir l'angle entre la bride et la deuxième paroi et donc de la paroi du corps tubulaire composite. Le réglage aisé de l'angle que fait la bride avec la paroi du corps tubulaire permet de fournir une connexion facilitée de la pièce tubulaire avec le reste du lanceur ou aéronef qu'elle doit équiper.
Lors du deuxième traitement thermique, la polymérisation de l'assemblage est complète de manière à assurer une bonne solidité de l'assemblage. D'une même manière, le deuxième traitement thermique, comme le premier traitement thermique, est préférentiellement réalisé en un seul cycle thermique.
L'invention concerne notamment les pièces tubulaires composites de structure de lanceur et/ou d'aéronef.
Lors de l'étape de premiertraitement thermique, le premiertraitement thermique peut être adapté pour que le ou les composants de bride présentent un taux de polymérisation, mesuré par calorimétrie différentielle à balayage, compris entre 10 et 75% et préférentiellement compris entre 15 et 40%.
Un tel taux de polymérisation peut être mesuré suivant la norme ISO 11357- 1:2016.
Les inventeurs ont identifié qu'une telle polymérisation partielle permet à la fois un stockage de qualité des composants de bride tout en assurant une bonne cohésion entre le ou les composants de bride et la ou les parties de corps tubulaire composite après le deuxième traitement thermique.
Le procédé de fabrication peut comprendre en outre, entre l'étape de premier traitement thermique et l'étape d'assemblage, l'étape suivante : application sur chaque première paroi et/ou deuxième paroi et au niveau d'une surface de contact entre la première paroi et la deuxième paroi d'un film adhésif.
Un tel film adhésif permet de parfaire l'assemblage entre le ou les organes de bride et le ou les parties de corps composite. Ainsi la pièce tubulaire composite formée à partir d'un tel procédé présente une bonne cohésion entre le corps et la bride portée par le ou les organes de bride. Au moins l'un du premier et du deuxième matériau thermodurcissable est un matériau comprenant un renfort fibreux imprégné d'une résine thermodurcissable, le matériau fibreux étant préférentiellement un tissu ou une nappe dont les fibres sont au moins l'un parmi les fibres de carbone, les fibres de verre et les fibres de poly(p- phénylènetéréphtalamide),
La résine thermodurcissable étant préférentiellement une composition d'au moins une résine époxyde choisie parmi la résine de diglycidyléther du bisphénol A, la résine de para-aminophénol de diglycidyle et la résine de méthylènedianiline de tétraglycidyle, et d'au moins un durcisseur amine tel qu'un diaminodiphénylsulfone.
Le deuxième matériau thermodurcissable peut être un matériau comprenant un renfort fibreux imprégné d'une résine thermodurcissable, et l'étape de formation de l'au moins une composant de bride comprend les sous- étapes de mise en forme d'un renfort fibreux, ce renfort fibreux étant soit pré-imprégné d'une résine thermodurcissable, soit imprégné par une résine thermodurcissable après sa mise en forme, le deuxième matériau thermodurcissable étant ledit renfort fibreux imprégné de ladite résine thermodurcissable.
Le deuxième matériau thermodurcissable peut être identique au premier matériau thermodurcissable.
De cette manière, on obtient un assemblage entre le corps tubulaire composite et le ou les organes de bride.
Lors de l'étape de formation d'au moins un composant de bride, il peut être formé plusieurs composants de bride formant chacun un secteur annulaire de bride, les composants de bride comportant chacun une portion centrale du secteur de bride et au moins une première extrémité circonférentielle du secteur de bride, lors de l'étape de formation d'au moins un composant de bride, au moins un premier composant de bride présentant une épaisseur variable de la portion centrale vers la première extrémité circonférentielle.
Lors de l'étape de formation d'au moins un composant de bride, au moins un deuxième composants de bride, destiné à succéder circonférentiellement au premier composant de bride en recouvrant la première extrémité circonférentielle de ce dernier lors de l'étape assemblage des composants de bride, présente une épaisseur variable de la portion centrale vers une deuxième extrémité circonférentielle du secteur de bride opposée à la première extrémité circonférentielle, dans lequel la variation d'épaisseur du premier et du deuxième composant de bride sont complémentaires entre elles de manière à ce que lors de l'assemblage des composants de bride la deuxième extrémité circonférentielle du deuxième composant de bride recouvre la première extrémité en présentant ensemble une épaisseur sensiblement constante. chacun des composant de bride peut présenter une épaisseur variable de la portion centrale vers la première extrémité circonférentielle et de la portion centrale vers une deuxième extrémité circonférentielle du secteur de bride opposée à la première extrémité circonférentielle, et pour un premier composant de bride et un deuxième composant de bride destinés à se succéder circonférentiellement avec la deuxième extrémité du premier composant de bride recouvrant la première extrémité du deuxième composant de bride lors de l'étape d'assemblage des composants de bride, le premier composant de bride présentant une variation d'épaisseur de la portion centrale vers la deuxième extrémité qui est complémentaire avec la variation d'épaisseur de la portion centrale vers la première extrémité du deuxième composant de bride de manière à ce que à ce que lors de l'assemblage des composants de bride, la deuxième extrémité du premier composant de bride et la première extrémité du deuxième composant de bride présente ensemble une épaisseur sensiblement constante.
De cette manière, l'assemblage entre les composants de brides est fourni par un recouvremant offrant une bonne reprise d'effort entre les différents composants de bride et donc une bonne solidité de l'organe d'extension composite formé lors de la mise en œuvre du procédé de fabrication.
La pièce tubulaire composite peut être une virole d'un lanceur, ou une virole de dispositif d'éjection de satellites.
L'invention concerne en outre une pièce tubulaire composite de l'aérospatial et/ou de l'aéronautique comprenant : un corps tubulaire composite réalisé dans un premier matériau thermodurci, le corps tubulaire comportant au moins une première paroi, un organe d'extension composite réalisé dans au moins un deuxième matériau thermodurci, distinct ou identique au premier matériau thermodurci, ledit organe d'extension comprenant au moins une deuxième paroi en contact la ou les premières parois correspondantes et une bride s'étendant à partir de la ou des deuxièmes parois en formant un angle avec la ou les deuxièmes parois correspondantes, l'organe d'extension composite étant assemblé au corps tubulaire par les première et deuxième parois.
Une telle pièce tubulaire composite pouvant être obtenue au moyen d'un procédé selon l'invention, elle bénéficie des avantages qui sont liés.
Le premier et le deuxième matériau thermodurci peuvent être identiques.
On obtient de cette manière un assemblage entre le corps tubulaire composite et l'organe d'extension composite particulièrement solide.
La pièce tubulaire composite peut être est une virole d'un lanceur, ou une virole de dispositif d'éjection de satellites.
Brève description des dessins
La présente invention sera mieux comprise à la lecture de la description d'exemples de réalisation, donnés à titre purement indicatif et nullement limitatif, en faisant référence aux dessins annexés sur lesquels : la figure IA et IB illustrent respectivement en vue en perspective et en vue partielle en coupe radiale une pièce tubulaire composite de l'aérospatial et/ou de l'aéronautique selon un premier mode de réalisation de l'invention, les figures 2A à 2C illustrent les principales étapes de fabrication d'une pièce tubulaire composite de l'aérospatial et/ou de l'aéronautique selon le premier mode de réalisation, les figures 3A à 3E illustrent en vue en coupe latérale des pièces tubulaires composites selon cinq variantes du premier mode de réalisation, la figure 3A illustrant une possibilité de bride interne au corps tubulaire de la pièce tubulaire composite, la figure 3B illustrant une pièce tubulaire tronconique comprenant deux types d'organe d'extension composite disposés à chacune des extrémités du corps tubulaire de la pièce composite, le premier définissant un angle aigu avec le corps tubulaire, le deuxième définissant un angle obtus, la figure 3C illustrant une pièce tubulaire avec une bride disposée à distance des ouvertures de la pièce tubulaire, les figures 3D et 3E illustrant chacune une pièce tubulaire comprenant un organe composite d'épaisseur supérieure à celle du corps tubulaire et présentant une portion prolongeant une extrémité du corps tubulaire, la figure 3D illustrant plus précisément un organe composite présentant une bride interne et la figure 3E illustrant plus précisément un organe composite présentant une bride externe, les figures 4A et 4B illustrent respectivement une vue en perspective d'un composant de bride et une vue partielle en coupe radiale d'une pièce tubulaire composite selon un deuxième mode de réalisation de l'invention dans lequel le composant de bride, et donc l'organe d'extension, présente une deuxième paroi dépourvue de biseau, les figures 5A à 5D illustrent respectivement et en vue en coupe radiale des organes d'extension composites selon un troisième à un sixième mode réalisation dans lesquels, le troisième et quatrième mode de réalisation sont des variantes du premier et deuxième mode de réalisation pour lesquelles la deuxième paroi et une portion de bride sont reliées l'une à l'autre par une portion arrondie, le cinquième mode de réalisation étant un mode de réalisation dans lequel le composant de bride comprend en outre une troisième paroi définissant un logement pour loger une partie du corps tubulaire, et le sixième mode de réalisation étant une variante du cinquième mode de réalisation dans lequel le composant de bride défini à la fois une bride interne et une bride externe au corps tubulaire composite, les figures 6A et 6B illustrent en vue en perspective, pour la figure 6A, un composant de bride selon un septième mode de réalisation dans lequel le composant de bride présente une épaisseur plus importante sur une portion centrale, l'épaisseur du composant de bride diminuant en direction de ses extrémités selon une direction circonférentielle et, pour la figure 6B, d'une pièce tubulaire composite comprenant un tel composant de bride, les figures 7A et 7B illustrent en vue en perspective partielle et respectivement une pièce tubulaire composite selon un huitième dans lequel le composant de bride présente également une diminution de l'épaisseur du composant en direction des extrémités ,et un neuvième mode de réalisation de l'invention dans lequel la bride est réalisé par une superposition de deux types composants de bride selon une configuration en « quinconce », la figure 8 illustre une vue en perspective d'une pièce tubulaire composite selon un dixième mode de réalisation de l'invention.
Des parties identiques, similaires ou équivalentes des différentes figures portent les mêmes références numériques de façon à faciliter le passage d'une figure à l'autre.
Les différentes parties représentées sur les figures ne le sont pas nécessairement selon une échelle uniforme, pour rendre les figures plus lisibles.
Les différentes possibilités (variantes et modes de réalisation) doivent être comprises comme n'étant pas exclusives les unes des autres et peuvent se combiner entre elles.
Description des modes de réalisation
Les figures IA et IB illustrent une pièce tubulaire composite 1 pour l'aérospatial ou l'aéronautique selon un premier mode de réalisation de l'invention, la pièce tubulaire comprenant un corps tubulaire composite 10 et un organe d'extension composite 20 de la pièce tubulaire composite 1 comprenant une bride 22.
Une telle pièce tubulaire composite 1 peut être une virole d'un lanceur ou d'un aéronef formant, par exemple, une jupe inter-étage ou encore un dispositif de support et d'éjection de satellites.
Dans une telle pièce tubulaire composite 1, le corps tubulaire composite 10 se présente sous la forme d'une enveloppe cylindrique de révolution à bases ouvertes. Dans ce premier mode de réalisation un corps tubulaire 10 forme au moins une première paroi 11. Le corps tubulaire 10 est réalisé dans un premier matériau thermodurci.
Selon une possibilité préférée de l'invention, le premier matériau thermodurci peut être un matériau obtenu par polymérisation d'un matériau thermodurcissable comprenant un renfort fibreux imprégné par une résine thermodurcissable. Le renfort fibreux peut être un tissu ou une nappe dont les fibres sont au moins l'un parmi les fibres de carbone, les fibres de verre et les fibres de poly(p- phénylènetéréphtalamide) (noté PPD-T et connu sous sa dénomination commerciale
Kevlar™).
La résine thermodurcissable peut comprendre une composition de monomère et/de pré-polymère, telle qu'une résine époxyde, et d'un durcisseur. La résine époxyde pt être choisie parmi la résine de diglycidyléther du bisphénol A (notée DGEBA et connue sous la dénomination anglaise diglycidyl ether of Bisphenol A), la résine de para-aminophénol de diglycidyle (notée TGPAP et connue sous la dénomination anglaise tetraglycidyl methylenedianiline) et la résine de méthylènedianiline de tétraglycidyle (notée TGMDA et connue sous la dénomination anglaise diaminodiphenyl sulfone) et leur mélange. Le durcisseur peut être un durcisseur de type amine tel qu'un diaminodiphénylsulfone (noté DDS et connu sous la dénomination anglaise diaminodiphenyl sulfone).
Comme cela est précisé ci-après dans le cadre de la description d'un procédé de fabrication d'une pièce tubulaire 1 selon le premier mode de réalisation, le corps tubulaire 10 peut être réalisé : d'une seule pièce obtenue par une mise en forme du premier matériau thermodurcissable, tel que par drapage d'un tissu, ou d'une nappe, pré-imprégné, ou selon une possibilité non illustrée, par un assemblage de parties de corps tubulaire, chacune desdites parties étant obtenue par une mise en forme du premier matériau thermodurcissable, tel que par drapage d'un tissu, ou d'une nappe, préimprégné.
L'organe d'extension 20 présente une forme annulaire avec une portion tubulaire 24, présentant au moins une deuxième paroi 21 complémentaire à la première paroi 11 et une bride 22 s'étendant à partir de la portion tubulaire 24, et donc de la ou les deuxièmes parois 21, en formant un angle a. Plus précisément, dans ce premier mode de réalisation, la bride 22 s'étend vers l'extérieur de la pièce tubulaire composite 1, c'est-à-dire qui s'étend radialement à partir de l'organe d'extension 20 en direction opposée à un axe de révolution du corps tubulaire composite 10. Dans le présent mode de réalisation, comme illustré sur la figure IB, l'angle a formé entre la portion tubulaire 24 et la bride est sensiblement égal à 90°. Bien entendu, une telle valeur est donnée à titre d'exemple, l'angle formé entre la bride 22 et la ou les deuxièmes parois 21 peut être différent sans que l'on sorte du cadre de l'invention.
Il doit être entendu, ci-dessus et dans le reste de ce document, par « la bride 22 forme un angle avec la ou les deuxièmes parois », que la bride n'est pas dans le prolongement de la ou des deuxièmes parois 21 et donc que l'angle a formé entre la bride 22 et la ou les deuxièmes parois 21 est différent de 180°, puisqu'il n'y aurait alors pas d'angle en tant que tel. Ainsi, dans une configuration classique de l'invention, l'angle a formé entre la portion tubulaire 24 et la bride peut être compris entre 170° et 10°, préférentiellement entre 150° et 30° et de manière particulièrement avantageuse entre 110° et 70°.
La portion tubulaire 24 est complémentaire au corps tubulaire 10 composite et est assemblée à ce dernier en présentant la ou les deuxièmes parois 21 en contact avec la première paroi 11 correspondante. Ainsi, dans la présente configuration, la surface de la portion tubulaire 24 en regard de la première paroi 11, à savoir la surface interne de portion tubulaire 24, forme la ou les deuxièmes parois 21.
La portion tubulaire 24 présente sur une extrémité opposée à la bride une épaisseur variable de manière à former un biseau. De cette manière, l'assemblage entre le corps tubulaire composite 10 et la portion tubulaire 24 ne présente pas d'arrête franche.
Il est à noter qu'un tel biseau peut être obtenu par des lâchés successifs de plis ou couches de pré-imprégné lors du drapage des brides, conduisant à cette diminution d'épaisseur en bout de bride.
Comme illustré sur la figure IA, dans ce présent mode de réalisation, la bride 22 se présente sous une forme de couronne plane s'étendant à partir de la portion tubulaire 24 en formant l'angle a. De par ses fonctions de fixation qu'elle fournit à la pièce tubulaire composite 1 qu'elle équipe, la bride 22 peut intégrer des inserts métalliques, non illustrés, présentant des ouvertures débouchantes ou non, avec ou sans taraudages, comme par exemple des bagues, entretoises, ou écrous taraudés pour installation de fixations. L'organe d'extension 20 est réalisé dans un deuxième matériau thermodurci, identique ou distinct du premier matériau thermodurci.
Selon une possibilité préférée de l'invention, le deuxième matériau thermodurci peut être un matériau obtenu par polymérisation d'un matériau thermodurcissable comprenant un renfort fibreux imprégné par une résine thermodurcissable.
Le renfort fibreux d'un tel deuxième matériau thermodurcissable est un tissu ou une nappe dont les fibres sont au moins l'un parmi les fibres de carbone, les fibres de verre et les fibres de poly(p-phénylènetéréphtalamide) (noté PPD-T et connu sous sa dénomination commerciale Kevlar™).
La résine thermodurcissable d'un tel deuxième matériau thermodurcissable comprend une composition de monomère et/de pré-polymère, telle qu'une résine époxyde, et un durcisseur. La résine époxyde peut être choisie parmi la résine de diglycidyléther du bisphénol A (notée DGEBA et connue sous la dénomination anglaise diglycidyl ether of Bisphenol A), la résine de para-aminophénol de diglycidyle (notée TGPAP et connue sous la dénomination anglaise tetraglycidyl methylenedianiline) et la résine de méthylènedianiline de tétraglycidyle (notée TGMDA et connue sous la dénomination anglaise diaminodiphenyl sulfone) et leur mélange. Le durcisseur peut être un durcisseur de type amine tel qu'un diaminodiphénylsulfone (noté DDS et connu sous la dénomination anglaise diaminodiphenyl sulfone).
Comme cela sera précisé ci-après lors de la description du procédé de fabrication de la pièce tubulaire composite 1 selon le premier mode de réalisation, l'organe d'extension 20 peut être réalisé : d'une seule pièce, l'organe d'extension 20 formant alors un composant de bride en tant que tel, obtenue par une mise en forme du deuxième matériau thermodurcissable, tel que par drapage d'un tissu pré-imprégné, ou selon une possibilité préférée et qui est décrite ci-après en lien avec les figures 2A à 2C, par un assemblage d'une pluralité de composants de bride 25, chacun desdits composants de bride 25 étant obtenu par une mise en forme du deuxième matériau thermodurcissable, tel que par drapage d'un tissu pré-imprégné ou drapage d'un tissu s imprégné par une résine thermodurcissable après sa mise en forme, le deuxième matériau thermodurcissable étant ledit renfort fibreux imprégné de ladite résine thermodurcissable.
Plus généralement et quelle que soit la configuration choisie, comme illustré sur la figure IB et d'une manière particulièrement avantageuse, le ou les composants de bride 25 peuvent être fabriquées à partir d'un multicouches 26 de tissus ou de nappes préimprégnés, ou imprégnés, par une résine thermodurcissable. Chacune des couches du multicouche s'étend sur toute la hauteur de la portion tubulaire 24 et toute la longueur de la bride 22 de manière à ce que le multicouche soit continu sur l'ensemble dudit composant de bride. De cette manière, on assure une continuité des fibres du deuxième matériau et donc une bonne tenu au effort du ou desdits composants de bride 25.
Ainsi, selon cette deuxième possibilité, l'organe d'extension 20 peut être réalisé par un assemblage de plusieurs composants de bride 25, tel que celui illustré sur la figure 2B. Un tel composant de bride 25 se présente, dans ce premier mode de réalisation, sous la forme d'une portion sectorielle de l'organe d'extension 20. Le composant de bride 25 comporte ainsi, un secteur de la portion tubulaire 24 délimitant la deuxième paroi dudit composant de bride 25, et un secteur de bride 23.
Comme illustré sur les figures 2A à 2C et la figure IA, une pièce tubulaire composite 1 selon ce premier mode de réalisation peut être fabriquée à partir d'un procédé de fabrication comprenant les étapes suivantes : fourniture du corps tubulaire composite 10 réalisé dans le premier matériau thermodurcissable et comportant la première paroi 11, tel qu'illustré sur la figure 2A, formation d'une pluralité de composant de bride 25, chaque composant de bride 25 étant réalisé dans le deuxième matériau thermodurcissable et comprenant une deuxième paroi 21 et au moins un secteur de bride 23, la deuxième paroi 21 présentant une forme complémentaire à la première paroi 11 correspondante et l'au moins un secteur de bride s'étendant à partir de ladite deuxième paroi 21 en formant l'angle a avec ladite deuxième paroi, un tel composant de bride étant montré sur la figure 2B, premier traitement thermique pour polymériser partiellement les composants de bride 25, assemblage des composants de bride 25 en contact avec le corps tubulaire 10 de telle manière que chaque deuxième paroi 21 soit en contact avec chaque première paroi correspondante 11, moyennant quoi on forme un assemblage composite définissant le corps tubulaire composite 10 et un organe d'extension composite 20 de la pièce tubulaire composite 1 comprenant la bride 22, , comme illustré sur la figure 2C, deuxième traitement thermique de l'assemblage composite de manière à polymériser complètement à la fois le corps tubulaire 10 et les composants de bride 25, moyennant quoi on obtient la pièce tubulaire composite 1 avec un corps tubulaire composite 10 dans le premier matériau thermodurci et un organe d'extension composite 20 dans le deuxième matériau thermodurci assemblé au corps tubulaire par les première et deuxième deuxièmes parois 11, 21, comme illustré sur la figure 1.
Le deuxième traitement thermique de l'assemblage est préférentiellement réalisé sous la forme d'un seul cycle thermique, de manière à fournir une polymérisation de bonne qualité.
Les résines thermodurcissables utilisées et décrites dans ce document polymérisent complètement à une température généralement comprise entre 120°C et 220°C pendant une durée de deux heures à température de polymérisation. Plus précisément, les résines les plus employées dans le spatial et l'aéronautique sont des résines dites de classe 180°C, pour lesquelles la polymérisation complète est atteinte au bout de 2h à 180°C.
On notera, de plus, que le premier traitement thermique peut être réalisé en soumettant les composants de bride 2 à une température inférieure à la température de polymérisation du deuxième matériau thermodurcissable, ceci de manière à fournir la polymérisation partielle.
On notera que, en raison de la taille du corps tubulaire composite 10 et en variante, lors de l'étape de fourniture du corps tubulaire composite 10, celui-ci peut être fourni sous la forme de plusieurs parties de corps tubulaire composite qui sont ensuite assemblées pour former le corps tubulaire composite 10. Selon cette possibilité non illustré, l'assemblage des parties de corps tubulaires peut être réalisé dans le cadre de l'étape de fourniture du corps tubulaire composite 10, lors de l'étape d'assemblage des composants de bride 25 ou lors d'une étape intermédiaire à ces deux étapes.
D'une même manière et de manière préférentielle, lors de l'étape de premier traitement thermique, le premier traitement thermique est adapté pour que le ou les composants de bride 25 présentent un taux de polymérisation, mesuré par calorimétrie différentielle à balayage (DSC), compris entre 10 et 75% et préférentiellement compris entre 15 et 40%.
Selon une possibilité de l'invention, le procédé de fabrication peut en outre comporter entre l'étape de premier traitement thermique et l'étape d'assemblage, l'étape suivante : application d'un film adhésif sur la ou chaque première paroi 11 et/ou la ou chaque deuxième paroi 21, et au niveau d'une surface de contact entre lesdites premières parois et deuxièmes parois.
La figure 3A illustre en vue partielle en coupe axiale d'une pièce tubulaire composite selon une première variante d'une pièce tubulaire selon le premier mode de réalisation dans lequel la bride 22 s'étend selon une direction intérieure de la pièce tubulaire composite 1, c'est-à-dire qui s'étend radialement à partir de l'organe d'extension composite 20 en direction d'un axe de révolution du corps tubulaire composite 10. Autrement dit, dans cette variante, la bride 22 est orientée vers l'intérieur du corps tubulaire 10.
Ainsi une pièce tubulaire composite 1 selon cette variante au premier mode de réalisation se différencie d'une pièce tubulaire selon le premier mode de réalisation uniquement en ce que : une surface intérieure du corps tubulaire composite 10 forme l'au moins une première paroi 11, une surface externe de l'organe d'extension composite 20 formant la ou les deuxièmes parois 21. la bride 22 s'étend selon une direction intérieure de la pièce tubulaire composite 1, c'est-à-dire qui s'étend radialement à partir de l'organe d'extension composite 20 en direction de l'axe de révolution du corps tubulaire composite 10. Une pièce tubulaire composite 1 selon cette variante du premier mode de réalisation peut être fabriquée, mis à part les formes de la pièce tubulaire composite 10 et de l'organe d'extension composite 20, par un procédé de fabrication selon le premier mode de réalisation.
La figure 3B illustre une vue en coupe axiale d'une pièce tubulaire composite selon une deuxième variante d'une pièce tubulaire composite 10 selon le premier mode de réalisation, dans laquelle le corps tubulaire composite 10 présente une forme sensiblement tronconique à bases ouvertes et dans laquelle la pièce tubulaire comporte un premier et un deuxième organe d'extension composite 20a, 20b au niveau respectivement de la première et de la deuxième base ouverte de la pièce tubulaire composite 10.
Ainsi une pièce tubulaire composite 1 selon cette variante du mode de réalisation se différencie d'une pièce tubulaire selon le premier mode de réalisation uniquement en ce que : le corps tubulaire composite 10 présente une forme tronconique, la pièce tubulaire composite 10 comprend le premier et le deuxième organe d'extension composite 20a, 20b, la bride 22a du premier organe d'extension composite 20a présente avec la deuxième paroi un angle ai qui est égal à un angle droit additionné de l'angle de cône du corps tronconique composite 10, la bride 22b du deuxième organe d'extension composite 20b présente avec la deuxième paroi un angle a2 qui est égal à un angle droit auquel est soustrait de l'angle de cône du corps tronconique composite 10, ceci de telle manière que les brides du premier et du deuxième organe d'extension composite soient parallèles l'une à l'autre.
Bien entendu, ceci est un simple exemple de réalisation et il est possible de prévoir une pièce tubulaire composite présentant deux brides avec des angles ai et Ü2 quelconques et sans que les brides du premier et du deuxième organe d'extension composite soient nécessairement parallèles l'une à l'autre.
Une pièce tubulaire composite 1 selon cette variante du premier mode de réalisation peut être fabriquée à partir d'un procédé de fabrication se différenciant du procédé de fabrication selon le premier mode de réalisation en ce que : lors de l'étape de formation d'au moins un composant de bride réalisé dans au moins un deuxième matériau thermodurcissable, sont réalisés à la fois le ou les composants de bride pour la formation du premier organe d'extension composite 20a et le ou les composants de bride pour la formation du deuxième organe d'extension composite 20b, et lors de l'étape d'assemblage du ou des composants de bride, le ou les composants de bride correspondant au premier organe d'extension sont assemblés pour former le premier organe d'extension composite 20a et le ou les composants de bride correspondant au deuxième organe d'extension sont assemblés pour former le deuxième organe d'extension composite 20b.
On notera qu'une telle forme tronconique du corps tubulaire composite 10 est particulièrement avantageuse dans le cas où l'organe d'extension est réalisé sous la forme d'un seul composant de bride, puisque l'assemblage peut être réalisé par une simple mise en place de l'organe en le passant par la base du corps tubulaire composite 10 de faible diamètre. En effet, la forme tronconique permet d'assurer un bon positionnement l'organe sur le corps tubulaire composite, celui-ci trouvant naturellement sa place de par la complémentarité de forme.
Bien entendu, dans le cadre d'un tel procédé de fabrication, l'étape de formation d'au moins un composant de bride peut comprendre deux sous-étapes distinctes pour former respectivement le premier organe d'extension composite 20a et le deuxième organe d'extension composite 20b. Ainsi le premier et le deuxième organe d'extension composite 20a, 20b peuvent parfaitement être fabriqués à des moments différents et à des endroits différents.
La figure 3C illustre une vue en coupe axiale d'une pièce tubulaire composite selon une troisième variante d'une pièce tubulaire composite 10 selon le premier mode de réalisation dans laquelle l'organe d'extension 20 est disposé sur une portion intermédiaire du corps tubulaire composite 10 et dans lequel l'organe d'extension 20 présente une coupe radiale en forme de U. Avec une telle forme en U, une première branche du U correspondant à la deuxième paroi 21, la base du U correspond à la bride 22, et une deuxième branche du U correspondant à une paroi dite verticale. Ainsi, dans une telle variante, la bride est agencée sur une portion intermédiaire du corps tubulaire composite 20 à distance des extrémités axiales de ce même corps tubulaire composite 20.
La figure 3D illustre en vue en coupe axiale une pièce tubulaire composite selon une quatrième variante d'une pièce tubulaire composite 10 selon le premier mode de réalisation dans laquelle la portion tubulaire 24 de l'organe d'extension 20 présente la deuxième paroi 21 que sur une partie de sa hauteur.
Ainsi, selon cette variante, la portion tubulaire 24 présente la deuxième paroi 21 au niveau d'une première extrémité de cette dernière opposé à la bride 20 et qui présente une épaisseur réduite par rapport au reste de la portion tubulaire 24. La portion tubulaire 24 présente en outre une partie intermédiaire entre la première extrémité et une deuxième extrémité à partir de laquelle s'étend la bride 20 et qui présente une épaisseur supérieure à celle du corps tubulaire composite 10. La partie intermédiaire présente une épaisseur variable entre l'épaisseur de la première extrémité et une l'épaisseur de la deuxième épaisseur ceci de manière à coïncider avec une extrémité biseautée du corps tubulaire composite 10 avec laquelle la partie intermédiaire est en contact. Ainsi, la portion tubulaire 24 est assemblée au corps tubulaire composite 10 par la première extrémité, présentant la deuxième paroi 21, et par la partie intermédiaire, assurant une bonne cohésion entre eux.
Bien entendu, si selon cette quatrième variante, la portion tubulaire 24 de l'organe d'extension 20 présente une épaisseur plus importante que celle du corps tubulaire composite 10, il est parfaitement envisageable, sans que l'on sorte du cadre de l'invention, que la portion tubulaire 24 de l'organe d'extension 20 présente une épaisseur égale, voire inférieure, à celle du corps tubulaire composite 10.
Selon cette quatrième variante, la bride s'étend radialement vers l'intérieur de la pièce tubulaire composite 10.
La figure 3E illustre en vue en coupe axiale une pièce tubulaire composite selon une cinquième variante d'une pièce tubulaire composite 10 selon le premier mode de réalisation dans laquelle l'organe d'extension 20 dans laquelle la pièce tubulaire composite se différencie de la pièce tubulaire composite selon la quatrième variante en ce que la bride 20 s'étend radialement vers l'extérieur de la pièce tubulaire composite 10. D'une même manière que pour la quatrième variante, la portion tubulaire 24 de l'organe d'extension 20 selon cette cinquième variante présente une épaisseur plus importante que celle du corps tubulaire composite 10, il est néanmoins parfaitement envisageable, sans que l'on sorte du cadre de l'invention, que la portion tubulaire 24 de l'organe d'extension 20 présente une épaisseur égale, voire inférieure, à celle du corps tubulaire composite 10.
Les figures 4A et 4B illustrent respectivement un composant de bride 25 et une vue partielle d'une pièce tubulaire composite 1 selon un deuxième mode de réalisation dans lequel la portion tubulaire 24 de l'organe d'extension 20 ne présente pas de biseau sur l'extrémité opposée à la bride 20.
Ainsi une pièce tubulaire composite 1 selon ce deuxième mode de réalisation se différencie d'une pièce tubulaire composite 1 selon le premier mode de réalisation en ce que la portion tubulaire 24 de l'organe d'extension composite 20 ne présente pas de biseau sur l'extrémité opposée à la bride 20. Autrement dit l'organe d'extension composite 20 présente selon une direction axiale une épaisseur constante.
Outre la forme du ou des composants de bride 25, celui-ci ou ceux-ci ne présentant pas de biseau, le procédé de fabrication d'une pièce tubulaire composite 1 selon ce deuxième mode de réalisation est similaire à celui d'une pièce tubulaire composite 1 selon le premier mode de réalisation.
Les figures 5A à 5D illustrent des composants de bride 25 d'une pièce tubulaire composite 1 selon respectivement un troisième, un quatrième, un cinquième et un sixième mode de réalisation de l'invention.
Dans le troisième mode de réalisation, le composant de bride 25 se différencie d'un composant tubulaire de bride 25 selon le premier mode de réalisation en ce que le secteur de bride 23 et le secteur de portion tubulaire 24 sont reliés l'un à l'autre par une portion courbe au lieu d'une jonction à angle vif (ou en arrête).
Dans le quatrième mode de réalisation, le composant de bride 25 se différencie d'un composant tubulaire de bride 25 selon le deuxième mode de réalisation en ce que le secteur de bride 23 et le secteur de portion tubulaire 24 sont reliés l'un à l'autre par une portion courbe au lieu d'une jonction à angle vif (ou en arrête). Ainsi le procédé de fabrication d'une pièce tubulaire composite 1 selon le troisième et le quatrième mode de réalisation se différencie d'un procédé de fabrication d'une pièce tubulaire composite 1 selon respectivement le premier et le deuxième mode de réalisation en ce que lors de l'étape de formation du ou des composants de bride 25, le ou les composants de bride 25 formés présentent chacun le secteur de bride 23 et le secteur de portion tubulaire 24 reliés l'un à l'autre par une portion courbe au lieu d'une jonction à angle vif (ou en arrête).
Comme illustré sur la figure 5C, une pièce tubulaire composite 1 selon le cinquième mode de réalisation se différencie d'une pièce tubulaire composite 1 selon le premier mode de réalisation en ce que le secteur de portion tubulaire comprend une première et deuxième deuxième paroi 21, 21' définissant un logement pour loger une extrémité du corps tubulaire composite 10.
Ainsi, selon ce cinquième mode de réalisation, la portion tubulaire 24 présente une section radiale en U, chacune des surfaces intérieures du U définissant l'une de la première et de la deuxième deuxième paroi 21, 21' et la bride 22 s'étendant à partir de la base du U. La portion tubulaire 24 est dimensionnée pour loger une extrémité du corps tubulaire composite 10 avec la première deuxième paroi 21 en contact avec une première première paroi du corps tubulaire 10, non illustrée, et la deuxième deuxième paroi 21 en contact avec une deuxième première paroi du corps tubulaire 10, non illustrée. De cette manière, dans ce cinquième mode de réalisation, la portion tubulaire 24 présente les parois internes de sa section en U, c'est-à-dire les première et deuxième deuxièmes parois 21, 21', en contact avec les parois du corps composite 10 formant une première et une deuxième première paroi.
Dans ce même cinquième mode de réalisation, la surface intérieure du corps tubulaire définie la première première paroi et la surface extérieure du corps tubulaire composite 10 définie une deuxième première paroi du corps tubulaire composite 10.
Une pièce tubulaire composite 1 selon ce cinquième mode de réalisation se différencie du procédé de fabrication d'une pièce tubulaire composite selon le premier mode de réalisation en ce que : lors de l'étape de formation du ou des composants de bride 25, le ou chaque composant présente une portion sectorielle de la portion tubulaire 24 en forme de U avec une première et une deuxième deuxième paroi à partir desquelles s'étend la bride ou le secteur de bride correspondant, lors de l'étape d'assemblage du ou des composants de bride, l'assemblage est réalisé de telle manière qu'une extrémité du corps tubulaire composite soit logée dans le logement défini par la portion tubulaire 24.
Comme illustré sur la figure 5D, la pièce tubulaire composite 1 selon le sixième mode de réalisation se différencie d'une pièce tubulaire composite 1 selon le cinquième mode de réalisation en ce que la bride 20 s'étend de part et d'autre de la portion tubulaire 124.
Ainsi, selon ce sixième mode de réalisation la bride 22 s'étend pour une première partie, radialement en direction de l'axe de révolution du corps tubulaire composite 10, et, pour une deuxième partie, radialement selon une direction opposée à l'axe de révolution du corps tubulaire composite 10.
Un procédé de fabrication d'une pièce tubulaire composite 1 selon ce sixième mode de réalisation se différencie d'un procédé de fabrication d'une pièce tubulaire composite 1 selon le cinquième mode de réalisation en ce que lors de l'étape de de formation du ou des composants de bride 25, la bride ou le secteur de bride du ou des composant de bride 25 s'étend à la fois radialement en direction de l'axe de révolution et dans la direction opposée à ce même axe.
Les figures 6A et 6B illustrent respectivement un composant de bride 25 et une pièce tubulaire composite 1 selon un septième mode de réalisation dans lequel chaque composant de bride 25a, 25b présente une épaisseur du secteur de bride 23 et du secteur de portion tubulaire 24 variable circonférentiellement. Ainsi une pièce tubulaire composite 1 selon ce septième mode de réalisation se différencie d'une pièce tubulaire composite selon le deuxième mode de réalisation en ce que les composants de bride 25a, 25b présentent une épaisseur variable circonférentiellement.
Ainsi, comme le montre la figure 6A, le composant de bride 25a qui y est illustré présente le long d'une direction circonférentielle, une première extrémité, une portion centrale, et une deuxième extrémité qui se succèdent circonférentiellement. Le composant de bride 25a présente une portion centrale d'épaisseur égale à l'épaisseur de la bride22, tandis que l'épaisseur de la première extrémité et de la deuxième extrémité présentent chacune une épaisseur qui diminue de la portion centrale vers ladite extrémité.
Un tel composant de bride 25a, comme le montre la figure 6B, est, lors de l'étape d'assemblage des composants de bride 25a, 25b, assemblé à un deuxième composant de bride qui le succède directement circonférentiellement et qui comporte également une première extrémité, une portion centrale et une deuxième extrémité qui se succèdent circonférentiellement. De la même manière que le premier composant de bride 25a, le deuxième composant de bride 25b présente une portion centrale d'épaisseur égale à l'épaisseur de la bride 22, et une deuxième extrémité d'épaisseur variable complémentaire à l'épaisseur variable de la première extrémité du premier composant de bride 25a.
Ainsi, lors de l'étape d'assemblage des composants de bride 25a, 25b, le premier et le deuxième composant de bride 25a, 25b sont assemblés l'un à l'autre avec la deuxième extrémité du deuxième composant de bride 25b qui recouvre la première extrémité du premier composant de bride 25a de telle manière que la bride 22 présente une épaisseur constante.
Un procédé de fabrication d'une pièce composite 1 selon ce septième mode de réalisation se différencie d'un procédé de fabrication d'une pièce composite 1 selon le deuxième mode de réalisation en ce que : lors de l'étape de formation des composants de bride 25a 25b, les composants de bride 25a, 25b sont formés avec une épaisseur variable, lors de l'étape d'assemblage des composants de bride 25a, 25b, les composants de bride 25a, 25b se recouvrent en partie.
Les figures 7A et 7B illustrent un huitième et un neuvième mode de réalisation dans lesquels, selon un principe similaire au septième mode de réalisation, lors de l'assemblage des composants de brides, ceux-ci se recouvrent au moins en partie.
Ainsi, comme le montre la figure 7A, dans le huitième mode de réalisation, la pièce tubulaire composite 1 se différencie d'une pièce tubulaire composite 1 selon le septième mode de réalisation en ce que l'ensemble des composants de brides 25a, 25b sont identiques et en ce que la première et la deuxième extrémité de chaque composante présentent une épaisseur variable et complémentaire l'une à l'autre. De cette manière, lors de l'assemblage des composants de bride 25a, 25b et avec une telle complémentarité de variabilité d'épaisseur, la deuxième extrémité du premier composant de bride et la première extrémité du deuxième composant de bride présente ensemble une épaisseur sensiblement constante.
De cette manière, le procédé de fabrication d'une pièce tubulaire composite 1 selon ce huitième mode de réalisation se différencie d'un procédé de fabrication selon le deuxième mode de réalisation en ce que : lors de l'étape de formation des composants de bride 25a 25b, les composants de bride 25a, 25b sont formés avec une épaisseur variable complémentaire, lors de l'étape d'assemblage des composants de bride 25a, 25b, les composants de bride 25a, 25b se recouvrent en partie avec, pour deux composants de brides qui se succèdent circonférentiellement, la deuxième extrémité de l'un qui recouvre avec la première extrémité de l'autre jusqu'à former la bride 20, selon une configuration tuilage des composants de bride.
Dans le neuvième mode de réalisation, comme le montre la figure 7B, chaque composant de bride 25a, 25b, 25c, 25d, présente une épaisseur qui est la moitié de celle de la bride 22 et lesdits composant de bride 25a, 25b, 25c, 25d se présentent sous la forme de deux type de composant de bride, les composants de bride 25a, 25c supérieurs et les composants de bride 25b, 25d inférieurs.
Ainsi, une pièce tubulaire composite 1 selon ce neuvième mode de réalisation se différencie d'une pièce tubulaire composite 1 selon le deuxième mode de réalisation en ce que l'organe d'extension composite 20 est réalisé par un assemblage de composants de bride 25a, 25b, 25c, 25d, de deux types.
Plus précisément, dans ce neuvième mode de réalisation, les composants de bride 25a, 25c qui sont dits supérieurs, comportent une section de bride 23a, 23b d'une épaisseur égale à la moitié de l'épaisseur de la bride 22 et un secteur de portion tubulaire d'une épaisseur égale à la moitié de l'épaisseur de la portion tubulaire 24 de l'organe d'extension composite 20. Les composants de bride 25a, 25c sont conformés pour être agencés en contact avec les composants de bride 25b, 25d dits inférieurs.
Les composants de bride 25b, 25d inférieurs, comportent également une section de bride 23b , 23d d'une épaisseur égale à la moitié de l'épaisseur de la bride 20 et un secteur de portion tubulaire d'une épaisseur égale à la moitié de l'épaisseur de la portion tubulaire 24 de l'organe d'extension composite 20, les secteurs de portion tubulaire définissant chacun une partie de la deuxième paroi 21.
Ainsi, la pièce tubulaire composite selon ce neuvième mode de réalisation, comme montré sur la figure 7B, présente les composants de bride 25b, 25d inférieurs, assemblés au corps tubulaire avec la deuxième paroi 21 en contact avec la première paroi 11, et les composants de bride 25a, 25c supérieurs assemblés aux composants de bride 25b, 25d inférieurs en quinconce. De cette manière, un composant de bride 25a, 25c supérieur recouvre la zone de de contact entre deux composants de bride 25b, 25d inférieurs.
On notera que si dans ce présent mode de réalisation, les composants de bride 25a, 25c supérieurs et les composants de bride 25b, 25d inférieurs présentent des épaisseurs identiques, il est également envisageable sans que l'on sorte du cadre de l'invention, qu'ils présentent des épaisseurs différentes les uns des autres. De l'a même manière, les composants de bride peuvent présenter des biseaux aux extrémités de la section de bride et/ou de la portion tubulaire pour s'assembler avec des recouvrements. En variante, ces mêmes composants de bride peuvent présenter une zone courbe qui peut être, par exemple, du même type que celles décrites en lien avec les figures 5A et 5B.
Le procédé de fabrication d'une pièce tubulaire composite 1 selon ce neuvième mode de réalisation se différencie d'un procédé de fabrication selon le deuxième mode de réalisation en ce que : lors de l'étape de formation des composants de bride 25a 25b, des composants de bride 25a, 25b, 25c, 25d de deux types sont formés, des composants de brides 25a, 25c inférieurs et des composants de bride 25b, 25d supérieurs, lors de l'étape d'assemblage des composants de bride 25a, 25b, 25c, 25d, les composants de bride 25b, 25d inférieurs sont agencés directement en contact avec le corps tubulaire composite 10 et les composants de bride 25a, 25c supérieurs sont agencés en contact avec les composants de bride 25b, 25d inférieurs.
On notera que dans le cadre de cet procédé de fabrication, un film adhésif peut être positionné aussi bien entre les composants de brides 25a, 25c inférieurs et le corps tubulaire composite, qu'entre les composants de brides 25a, 25c inférieurs et les composants de bride 25b, 25d supérieurs.
La figure 8 illustre une pièce tubulaire composite 1 selon un dixième mode de réalisation dans lequel la bride 22 est une bride discontinue. Une pièce tubulaire composite 1 selon ce dixième mode de réalisation se différencie d'une pièce tubulaire 1 selon le deuxième mode de réalisation en ce que la bride 22 est une bride discontinue.
Dans ce dixième mode de réalisation, la discontinuité de la bride 22 est obtenue par un assemblage des composants de bride 25a, 25b sur le corps tubulaire composite 10 à distance circonférentiellement les uns des autres.
Ainsi, le procédé de fabrication d'une pièce tubulaire composite 1 selon ce dixième mode de réalisation se différencie d'une pièce tubulaire composite 1 selon le deuxième mode de réalisation en ce que : lors de l'étape de formation des composants de brides 25a, 25b, les composants de bride 25a, 25b sont dimensionnés pour ne recouvrir qu'une partie de la circonférence du corps tubulaire composite 1, lors de l'étape d'assemblage des composants de brides 25a, 25b, les composants de brides sont assemblés sur le corps tubulaire composite 10 à distance circonférentiellement les uns des autres.
Bien entendu, les formes de pièces tubulaires, de bride, de partie de corps tubulaire et de composants de bride décrits dans les présents modes de réalisation ne sont fournies qu'à titre d'exemple de réalisation de l'invention et ne sont nullement limitatifs, d'autres formes, courbures ou sections étant envisageable sans que l'on sorte du cadre de l'invention.

Claims

26 Revendications
1. Procédé de fabrication d'une pièce tubulaire composite (1) de l'aérospatial et/ou de l'aéronautique, ladite pièce tubulaire composite (1) comprenant un corps tubulaire (10) et au moins une bride (22), le procédé comprenant les étapes suivantes :
- fourniture d'au moins une partie de corps tubulaire composite (10) réalisé dans un premier matériau thermodurcissable et comportant au moins une première paroi (11, 11'),
- formation d'au moins un composant de bride (25 25a, 25b, 25') réalisé dans au moins un deuxième matériau thermodurcissable, identique ou distinct du premier matériau thermodurcissable, ledit composant de bride (25 25a, 25b, 25') comprenant une deuxième paroi (21, 21') et au moins un secteur de bride (23), la deuxième paroi présentant une forme complémentaire à la première paroi (11, 11') et l'au moins un secteur de bride s'étendant à partir de ladite deuxième paroi (21, 21') en formant un angle (a, a') avec ladite deuxième paroi (21, 21'),
- premier traitement thermique pour polymériser partiellement le ou les composants de bride (25 25a, 25b, 25'),
- assemblage du ou des composants de bride (25 25a, 25b, 25') en contact avec la ou les parties de corps tubulaire composite (10) de telle manière que chaque deuxième paroi (21, 21') soit en contact avec chaque première paroi correspondante (11, 11'), moyennant quoi on forme un assemblage composite définissant le corps tubulaire composite (10) et un organe d'extension composite (20) de la pièce tubulaire composite (1), ledit organe d'extension composite (20) comprenant la bride (22) et présentant la deuxième paroi (21, 21'),
- deuxième traitement thermique de l'assemblage composite de manière à polymériser à la fois l'au moins une partie de corps tubulaire (10) et le ou les composants de bride (25 25a, 25b, 25'), moyennant quoi on obtient la pièce tubulaire composite (1) avec un corps tubulaire composite (10) dans le premier matériau thermodurci et un organe d'extension composite (20) dans le deuxième matériau thermodurci assemblé au corps tubulaire par les première et deuxième parois (11, 21, 21').
2. Procédé de fabrication d'une pièce tubulaire composite (1) de l'aérospatial et/ou de l'aéronautique selon la revendication 1, dans lequel lors de l'étape de premier traitement thermique, le premier traitement thermique est adapté pour que le ou les composants de bride (25 25a, 25b, 25') présentent un taux de polymérisation, mesuré par calorimétrie différentielle à balayage, compris entre 10 et 75% et préférentiellement compris entre 15 et 40%.
3. Procédé de fabrication d'une pièce tubulaire composite (1) de l'aérospatial et/ou de l'aéronautique selon l'une quelconque des revendications 1 à 2 comprenant en outre, entre l'étape de premier traitement thermique et l'étape d'assemblage, l'étape suivante : application sur chaque première paroi (11, 11') et/ou deuxième paroi (21, 21') et au niveau d'une surface de contact entre la première paroi et la deuxième paroi d'un film adhésif.
4. Procédé de fabrication d'une pièce tubulaire composite (1) selon la revendication 1 à 3, dans lequel au moins l'un du premier et du deuxième matériau thermodurcissable est un matériau comprenant un renfort fibreux imprégné d'une résine thermodurcissable, le matériau fibreux étant préférentiellement un tissu ou une nappe dont les fibres sont au moins l'un parmi les fibres de carbone, les fibres de verre et les fibres de poly(p-phénylènetéréphtalamide),
La résine thermodurcissable étant préférentiellement une composition d'au moins une résine époxyde choisie parmi la résine de diglycidyléther du bisphénol A, la résine de para-aminophénol de diglycidyle et la résine de méthylènedianiline de tétraglycidyle, et d'au moins un durcisseur amine tel qu'un diaminodiphénylsulfone.
5. Procédé de fabrication d'une pièce tubulaire composite (1) de l'aérospatial ou de l'aéronautique selon la revendication 4, dans lequel le deuxième matériau thermodurcissable est un matériau comprenant un renfort fibreux imprégné d'une résine thermodurcissable, et dans lequel l'étape de formation de l'au moins une composant de bride (25, 25a, 25b, 25') comprend les sous-étapes de mise en forme d'un renfort fibreux, ce renfort fibreux étant soit pré-imprégné d'une résine thermodurcissable, soit imprégné par une résine thermodurcissable après sa mise en forme, le deuxième matériau thermodurcissable étant ledit renfort fibreux imprégné de ladite résine thermodurcissable.
6. Procédé de fabrication d'une pièce tubulaire composite (1) de l'aérospatial et/ou de l'aéronautique selon l'une quelconque des revendications 1 à 5, dans lequel le deuxième matériau thermodurcissable est identique au premier matériau thermodurcissable.
7. Procédé de fabrication d'une pièce tubulaire composite (1) de l'aérospatial et/ou de l'aéronautique selon l'une quelconque des revendications 1 à 6, dans lequel lors de l'étape de formation d'au moins un composant de bride , (25, 25a, 25b, 25'), il est formé plusieurs composants de bride (25, 25a, 25b, 25') formant chacun un secteur annulaire de bride (22), les composants de bride (25, 25a, 25b, 25') comportant chacun une portion centrale du secteur de bride (23) et au moins une première extrémité circonférentielle du secteur de bride (23), dans lequel lors de l'étape de formation d'au moins un composant de bride, (25, 25a, 25b, 25'), au moins un premier composant de bride (25, 25a, 25b, 25') présente une épaisseur variable de la portion centrale vers la première extrémité circonférentielle.
8. Procédé de fabrication d'une pièce tubulaire composite (1) de l'aérospatial et/ou de l'aéronautique selon la revendication 7, dans lequel lors de l'étape de formation d'au moins un composant de bride (25 25a, 25b, 25'), au moins un deuxième composants de bride ( 25, 25a, 25b, 25'), destiné à succéder circonférentiellement au premier composant de bride (25 25a, 25b, 25') en recouvrant la première extrémité circonférentielle de ce dernier lors de l'étape assemblage des composants de bride (25 25a, 29
25b, 25'), présenteune épaisseur variable de la portion centrale vers une deuxième extrémité circonférentielle du secteur de bride (23) opposée à la première extrémité circonférentielle, dans lequel la variation d'épaisseur du premier et du deuxième composant de bride sont complémentaires entre elles de manière à ce que lors de l'assemblage des composants de bride (25 25a, 25b, 25') la deuxième extrémité circonférentielle du deuxième composant de bride recouvre la première extrémité en présentant ensemble une épaisseur sensiblement constante.
9. Procédé de fabrication d'une pièce tubulaire composite (1) de l'aérospatial et/ou de l'aéronautique selon la revendication 7, dans lequel chacun des composant de bride (25, 25a, 25b, 25') présente une épaisseur variable de la portion centrale vers la première extrémité circonférentielle et de la portion centrale vers une deuxième extrémité circonférentielle du secteur de bride (23) opposée à la première extrémité circonférentielle, et dans lequel pour un premier composant de bride et un deuxième composant de bride destinés à se succéder circonférentiellement avec la deuxième extrémité du premier composant de bride recouvrant la première extrémité du deuxième composant de bride lors de l'étape d'assemblage des composants de bride (25 25a, 25b, 25'), le premier composant de bride présente une variation d'épaisseur de la portion centrale vers la deuxième extrémité qui est complémentaire avec la variation d'épaisseur de la portion centrale vers la première extrémité du deuxième composant de bride de manière à ce que à ce que lors de l'assemblage des composants de bride (25 25a, 25b, 25'), la deuxième extrémité du premier composant de bride et la première extrémité du deuxième composant de bride présente ensemble une épaisseur sensiblement constante.
10. Procédé de fabrication d'une pièce tubulaire composite (1) de l'aérospatial et/ou de l'aéronautique selon l'une quelconque des revendications 1 à 9, dans lequel lors de l'étape d'assemblage du ou des composants de bride (25 25a, 25b, 25') en contact avec la ou les parties de corps tubulaire (10) est réalisé de telle manière que chaque deuxième 30 paroi (21, 21') soit en contact avec chaque première paroi correspondante au niveau d'une portion du corps tubulaire.
11. Procédé de fabrication d'une pièce tubulaire composite (1) de l'aérospatial et/ou de l'aéronautique selon l'une quelconque des revendications 1 à 10, dans lequel la pièce tubulaire composite (1) est une virole d'un lanceur, ou une virole de dispositif d'éjection de satellites.
12. Pièce tubulaire composite (1) de l'aérospatial et/ou de l'aéronautique comprenant :
- un corps tubulaire composite (10) réalisé dans un premier matériau thermodurci, le corps tubulaire comportant au moins une première paroi (11, 11'),
- un organe d'extension composite (20) réalisé dans au moins un deuxième matériau thermodurci, distinct ou identique au premier matériau thermodurci, ledit organe d'extension (20) comprenant au moins une deuxième paroi (21, 21') en contact la ou les premières parois correspondantes (11, 11') et une bride (22) s'étendant à partir de la ou des deuxièmes parois (22, 22') en formant un angle (a, a') avec la ou les deuxièmes parois correspondantes (22, 22'), l'organe d'extension composite (20) étant assemblé au corps tubulaire par les première et deuxième parois (11, 21, 21').
13. Pièce tubulaire composite (1) de l'aérospatial et/ou de l'aéronautique selon la revendication 12 dans lequel le premier et le deuxième matériau thermodurci sont identiques.
14. Pièce tubulaire composite (1) de l'aérospatial et/ou de l'aéronautique selon la revendication 13 qui est une virole d'un lanceur, ou une virole de dispositif d'éjection de satellites.
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