FR2924049A1

FR2924049A1 - Procede de realisation de pieces composites avec preforme a drapage hybride

Info

Publication number: FR2924049A1
Application number: FR0759358A
Authority: FR
Inventors: Denis Soula; Sebastien Gohier; Anais Markowski
Original assignee: Airbus Operations SAS
Current assignee: Airbus Operations SAS
Priority date: 2007-11-28
Filing date: 2007-11-28
Publication date: 2009-05-29
Anticipated expiration: 2027-11-28
Also published as: FR2924049B1; WO2009071824A3; WO2009071824A2; US20100330859A1

Abstract

L'invention concerne un procédé de fabrication d'une pièce structurale mince (1) en matériau composite destinée à résister d'une part à des sollicitations de service et d'autre part à des sollicitations accidentelles. Le procédé comporte la réalisation d'une préforme fibreuse sèche (2) de la pièce à fabriquer, et l'imprégnation de ladite préforme par transfert d'une résine formant matrice. La préforme (2) est réalisée par l'assemblage d'au moins une couche structurale (22), d'une première couche de renforcement de surface (21) sur une première face (221) de ladite couche structurale et d'une seconde couche de renforcement de surface (23), sur une seconde face (222) de la couche structurale (22). Un nombre de plis dans les deux couches de renforcement de surface (21, 23) est d'abord calculé de sorte que la pièce (1) finie résiste aux sollicitations accidentelles, puis un nombre de plis dans la couche structurale (22) est calculé, en tenant compte des apports à la résistance structurale des couches de renforcement de surface (21, 23), de sorte que la pièce (1) finie résiste aux sollicitations de service.

Description

Procédé de réalisation de pièces composites avec préforme à drapage hybride

L'invention appartient au domaine de la fabrication de pièces réalisées en matériaux composites. Plus particulièrement, l'invention concerne un procédé de réalisation particulièrement adapté à des pièces en matériaux composites de structures aéronautiques travaillantes. Les matériaux composites sont aujourd'hui largement utilisés pour la fabrication de pièces dans de nombreux domaines industriels, tels que par exemple dans le domaine aéronautique, y compris pour des pièces structurales, c'est à dire devant supporter des efforts significatifs lors de leur utilisation.

Parmi les procédés existants pour la fabrication de telles pièces, il est connu d'utiliser le procédé de moulage par transfert de résine, dit procédé RTM. De façon connue, ce procédé comporte une étape de réalisation d'une structure de renfort de fibres longues sèches, dite préforme sèche, avec des caractéristiques et selon une forme adaptée à celle de la pièce en matériau composite à réaliser, une étape d'imprégnation de la préforme par une résine, par exemple thermoplastique ou thermodurcissable, puis une étape de durcissement de la résine, par exemple par polymérisation. Ce type de procédé permet d'obtenir des pièces de formes complexes avec les caractéristiques mécaniques recherchées, tout en procurant une diminution significative de la masse par rapport à des structures métalliques. Actuellement, la conception de pièces structurales en matériau composite suivant le procédé RTM, telles que par exemple un cadre 1 de fuselage d'aéronef, fait appel à une seule préforme sèche correspondant à la pièce, comme illustré sur la figure 1.

Le plus souvent, la préforme sèche est constituée d'une superposition de nappes unidirectionnelles, c'est à dire que des fibres constitutives d'une nappe donnée s'étendent parallèlement les unes aux autres, les différentes nappes s'étendant suivant des directions différentes en fonction des efforts subis par la pièce structurale. Par exemple, les nappes sont réalisées à partir de fibres de verre, de carbone ou d'aramide. Ce type de préforme sèche permet de répondre aux différentes sollicitations auxquelles les pièces structurales sont soumises en favorisant l'orientation des fibres en fonctions des efforts dans la structure, lesdits efforts dans la structure dépendants entre autre de la position de la pièce structurale dans la structure ainsi que de son mode de chargement. Toutefois, une pièce structurale, telle qu'un cadre de fuselage, réalisée suivant ce procédé s'avère vulnérable à des sollicitations du type : - sollicitations de service correspondant au chargement généré sur la structure lors de son utilisation normale, par exemple, pour des aéronefs, lors des différentes phases de vol, d'atterrissage, de décollage, de roulage,... sollicitations accidentelles, telles que par exemple des impacts ou des indentations que peut subir la pièce lors des phases de fabrication, de transport, d'assemblage ou lors des opérations de maintenance une fois que ladite pièce structurale est en position sur l'aéronef, et qui sont susceptible de générer des endommagements locaux, tels que des délaminages, qui peuvent se propager dans l'ensemble de la pièce structurale sous l'effet des sollicitations de service. Pour tenir compte de cet inconvénient et des risques associés, la préforme, et donc la pièce structurale, est surdimensionnée en résistance structurale afin de garantir la tenue de la pièce structurale en cas d'endommagements, tels que par exemple les délaminages. Ce surdimensionnement se traduit par une augmentation non négligeable de la masse de la pièce structurale. De plus, un surdimensionnement sur une pièce composite entraîne des complications qui n'existaient pas avec un surdimensionnement sur une pièce métallique. Ainsi, le surdimensionnement peut modifier le comportement de la pièce dans la structure et donc modifier la réponse de celle-ci. Par exemple, si la pièce est fortement raidie par un dimensionnement, des problèmes lors de l'assemblage vont apparaître et des légers défauts, que ce soit de forme et ou d'alignement, vont engendrer des contraintes importantes.

Un autre procédé consiste à réaliser la préforme sèche à partir d'une superposition de tissus comportant de fibres tissées ou tressées. Ce type de préforme permet d'obtenir une tenue aux endommagements améliorée mais l'orientation des fibres n'étant plus optimale dans ce cas, elle nécessite la mise en oeuvre de plus de fibres pour tenir les efforts, d'où également un alourdissement de la pièce structurale. La réalisation de pièces en matériau composite dont la résistance aux endommagements est augmentée tout en conservant une tenue structurale vis à vis des sollicitations de service s'avère donc importante pour diminuer la vulnérabilité des pièces tout en contribuant à la diminution de la masse desdites pièces structurales. La présente invention se propose de réaliser une pièce en matériau composite résistante aux sollicitations accidentelles. L'invention concerne un procédé de fabrication d'une pièce structurale mince en matériau composite destinée à résister d'une part à des sollicitations de service correspondant à des sollicitations auxquelles la pièce est normalement soumise lors de son utilisation et d'autre part à des sollicitations accidentelles correspondant à des sollicitations extérieures auxquelles la pièce peut être exceptionnellement soumise. Le procédé comporte la réalisation d'une préforme fibreuse sèche, obtenue essentiellement par un empilement de plis, de la pièce structurale à fabriquer, et l'imprégnation de ladite préforme fibreuse sèche par transfert d'une résine formant matrice. Suivant l'invention, la préforme fibreuse sèche est réalisée par l'assemblage d'au moins une couche structurale, d'une première couche de renforcement de surface sur une première face de ladite couche structurale et d'une seconde couche de renforcement de surface, sur une seconde face de la couche structurale opposée à ladite première face.

Suivant l'invention : - un nombre de plis dans les deux couches de renforcement de surface est calculé de sorte que la pièce structurale finie résiste aux sollicitations accidentelles, un nombre de plis dans la couche structurale est calculé, en tenant compte des apports à la résistance structurale des couches de renforcement de surface, de sorte que la pièce structurale finie résiste aux sollicitations de service. De préférence, les matériaux utilisés pour la réalisation des deux couches de renforcement de surface et de la couche structurale sont de natures différentes, afin que les différentes couches répondent au mieux à leurs fonctions finales. Avantageusement, la couche structurale est formée par des nappes unidirectionnelles de fibres sèches superposées et les couches de renforcement de surface sont formées par des fibres tissées ou par des fibres tressées. Dans une forme préférée de réalisation, le nombre de plis de chaque couche de renforcement de surface est choisi de sorte qu'une épaisseur de chaque couche de renforcement de surface représente entre 10 et 20 % d'une épaisseur finale de la pièce structurale. Dans un mode particulier de réalisation, lorsqu'une résistance encore améliorée est recherchée, des plis des faces extérieures des deux couches de renforcement sont formés par des fibres tissées, ou tressées, auxquelles sont mélangés des fils d'une résine thermoplastique co-tissés, ou co-tressées.

Dans un autre mode de réalisation, une feuille en résine thermoplastique est déposée sur au moins une face extérieure d'une des deux couches de renforcement avant imprégnation de l'ensemble préforme et feuille en résine thermoplastique par transfert d'une résine thermodurcissable formant matrice.

L'invention concerne aussi une pièce structurale mince en matériau composite obtenu par le procédé RTM qui comporte, dans son épaisseur, au centre, une âme structurale composée essentiellement de plis de fibres unidirectionnelles orientées imprégnés de résine, et de part et d'autre de l'âme structurale, deux couches de protection composées chacune essentiellement d'au moins un pli de fibres tissées imprégnés de résine.

La description détaillée de l'invention est faite en référence aux figures qui représentent : Figure 1, déjà citée, une vue en perspective d'un cadre de fuselage d'aéronef selon l'art antérieur, Figure 2, une illustration des différentes étapes du procédé, Figure 3, une illustration des différentes étapes du procédé suivant un mode particulier de mise en oeuvre de la première étape du procédé, Figure 4, une vue en perspective d'un cadre de fuselage d'aéronef suivant l'invention. Le procédé suivant l'invention a pour but de réaliser une pièce structurale en matériau composite, apte à répondre aux sollicitations de service et à répondre aux exigences de résistance aux endommagements, sans exiger de trop surdimensionner ladite pièce structurale par rapport aux sollicitations de service. L'exemple de mise en oeuvre du procédé de l'invention est décrit de manière détaillée dans son application au cas d'un cadre d'un fuselage d'un aéronef. Ce choix n'est pas limitatif et le procédé s'applique également à toutes pièces structurales minces, en particulier pour aéronef. Par pièce structurale mince, on entend une pièce dont une dimension, en l'occurrence l'épaisseur, est petite devant les deux autres dimensions.

Un cadre de fuselage 1 en matériau composite, réalisé suivant un procédé par transfert de résine, dit RTM, comporte essentiellement une structure formée d'un ensemble de fibres maintenues dans une résine. Suivant le procédé, dans une première étape, une préforme sèche 2 est réalisée.

La préforme 2 est réalisée par un empilage d'au moins trois couches : -une couche structurale 22, - une première couche de renforcement de surface 21, sur une première face 221 de la couche structurale 22, - une seconde couche de renforcement de surface 23, sur une seconde face 221 de la couche structurale 22, opposée à ladite première face. La couche structurale 22 et les deux couches de renforcement de surface 21, 23 sont formées avec des fibres sèches. Les caractéristiques des couches de renforcement de surface 21, 23 sont déterminées à partir de types de sollicitations accidentelles susceptibles de générer des endommagements internes du cadre 1 une fois celui-ci réalisé, de sorte que la couche structurale située entre les deux couches de renforcement de surface 21, 23 se trouve protégée (dans une certaine mesure) des sollicitations accidentelles jusqu'à ce que l'endommagement extérieur permette de détecter visuellement les sollicitations accidentelles sans avoir recours à des investigations. Lesdites sollicitations accidentelles sont par exemple des chocs, ou des opérations de perçage pouvant provoquer des délaminages. Lesdites couches de renforcement de surface comportent au moins un pli comportant des fibres sèches dont la nature et les orientations sont déterminées selon un critère dit de protection.

Le critère de protection implique l'absorption des chocs et la répartition des efforts liées aux chocs pour protéger le cadre des concentrations de contraintes et donc des délaminages. Avantageusement, les deux couches de renforcement 21, 23 comportent un pli ou une superposition de plis formés de fibres sèches tissées 25 ou tressées, par exemple en carbone, en verre ou en aramide. En raison de leur nature même, lesdites couches de renforcement de surface apportent une résistance mécanique propre qui participe à la résistance structurale du cadre. La couche structurale 22 est déterminée, par calculs suivant les 30 méthodes de conception connues, à partir des contraintes auxquelles le cadre 1 à réaliser doit être soumis. Avantageusement, la couche structurale 22 est déterminée en considérant des apports à la résistance structurale des deux couches de renforcement de surface 21, 23. La prise en compte des apports desdites deux couches de renforcement de surface permet ainsi de ne pas surdimensionner ladite couche structurale et le cadre final réalisé.

La couche structurale 22 comporte une superposition de plis comportant des fibres sèches dont la nature et les orientations sont déterminées selon les caractéristiques mécaniques désirées pour le cadre à réaliser. La détermination du nombre de plis et des orientations des fibres dans les plis successifs fait partie des techniques de calculs connues et appliquées aux pièces minces en matériaux composites. Avantageusement, la couche structurale 22 comporte une superposition de plis de fibres sèches, par exemple des nappes unidirectionnelles ou du tissu non tissé, dit NCF pour Non-Crimp Fabric, en carbone, en raison des caractéristiques mécaniques élevées des fibres dans ce matériau.

Dans un mode de mise en oeuvre de la première étape du procédé, les trois couches 21, 22, 23 constituant la préforme 2 sont réalisées avec des dimensions surfaciques sensiblement identiques et sont assemblées, par exemple sont déposées successivement, comme illustré sur la figure 2 sur une forme ou dans un moule, pour réaliser la préforme 2.

Dans une première phase, la couche structurale 22 est déposée sur ladite première couche de renforcement de surface 21 de sorte que la première face 221 de ladite couche structurale 22 recouvre la première couche de renforcement de surface 21. Dans une seconde phase, la seconde couche de renforcement de surface 23 est déposée sur ladite couche structurale 22 de sorte que la seconde couche de renforcement de surface recouvre la seconde face 222 de ladite couche structurale. Dans un autre mode de mise en oeuvre de la première étape du procédé, la couche structurale 22 est réalisée avec des dimensions surfaciques sensiblement inférieures à celles des deux couches de renforcement de surface 21, 23, et lesdites trois couches sont déposées successivement comme illustrée sur la figure 3.

Dans une première phase, la première face 221 de la couche structurale 22 est déposée sur la première couche de renforcement 21 de sorte que ladite première couche de renforcement 21 s'étend sensiblement au delà des bords 223 de la couche structurale 22.

Dans une seconde phase, la seconde couche de renforcement 23, est déposée sur la seconde face 222 de la couche structurale 22 de sorte à recouvrir entièrement ladite couche structurale et la première couche structurale 21. Dans l'un ou l'autre mode, le cas échéant, les couches sont 10 assemblées, par exemple, par piquage. A l'issue de cette première étape, la préforme 2 du cadre 1 est réalisée et comporte alors deux couches de renforcement de surface 21, 23 recouvrant de part et d'autre la couche structurale 22. Dans une deuxième étape du procédé, la préforme 2 est imprégnée 15 d'une résine 3, par exemple thermodurcissable, suivant le procédé RTM. Suivant ledit procédé RTM, la préforme 2 est placée à l'intérieur d'un moule 6, dont la forme et le volume correspondent sensiblement à la forme et aux dimensions du cadre à réaliser. Le moule 6 comporte au moins une ouverture d'entrée 8 à travers 20 lesquelles est injectée la résine 3, et au moins une ouverture de sortie 9 par laquelle l'air à l'intérieur du moule est évacué et par laquelle en général ressort des excédents de résine. La résine 3 est injectée de sorte à se répandre uniformément dans l'espace interne délimité par le moule 6. Plus précisément, la résine 3 se répand dans la préforme 2 en remplissant les zones de vide entre 25 les fibres sèches des différentes couches 21, 22, 23. Dans une troisième étape du procédé, la résine est polymérisée pour solidariser les fibres des différentes couches. Dans le mode particulier de mise en oeuvre où les dimensions surfaciques de la couche structurale 22 sont sensiblement inférieures aux 30 dimensions surfaciques des deux couches de renforcement de surface 21, 23, lesdites deux couches de renforcement de surface se solidarisent aussi entre elles le long des bords 221 de la couche structurale 22 ce qui aura pour effet de protéger le cadre également sur les bords. A l'issue de cette troisième étape, le cadre 3 est démoulé et, après des opérations de finition, par exemple des perçages ou des usinages pour le passage d'éléments de structures, le cadre 3 obtenu est assemblé à une structure à laquelle il participe, comme illustré sur la figure 4. A la sortie du moule, le cadre comporte, dans son épaisseur, une âme structurale 122 et deux couches de protection 121, 123, ladite âme structurale et les deux couches de protections correspondant respectivement aux fibres 22, 21, 23 de la préforme sèche 2 imprégnées de la résine durcie. Dans des formes préférées de réalisation, chaque couche de protection a une épaisseur comprise entre 10 et 20 % de l'épaisseur totale de la pièce dans la zone considérée. Dans un mode particulier de réalisation, lorsqu'une résistance encore améliorée aux sollicitations accidentelles de type impact est recherchée, les plis constituant des faces extérieures 211, 231 des deux couches de renforcement de surface 21, 23, opposées à des faces acollées à la couche structurale 22, comportent des fils d'une résine thermoplastique co- tissés ou co-tressés. La résine thermoplastique desdits fils est choisie de sorte qu'une température de fusion de ladite résine soit sensiblement inférieure, au plus égale, à une température d'injection de la résine thermodurcissable 3. Ainsi, lors de la deuxième étape de mise en oeuvre du procédé, la résine thermoplastique contenue dans les plis, portée à la température de la résine thermodurcissable 3, entre en fusion lors de l'injection, et se mélange à la résine thermodurcissable 3 au niveau des faces extérieures 211, 231 des deux couches de renforcement de surface 21, 23. La résine thermoplastique étant présente dans les plis et non pas co-injectée, elle ne modifie pas la viscosité de la résine thermodurcissable 3 injectée qui imprègne de manière plus efficace toute la préforme 2. Le mélange des deux résines au niveau des plis des faces extérieures 211, 231 des deux couches de renforcement de surface 21, 23 permet ainsi d'accroître la résistance aux impacts et la résistance à la propagation des délaminages. Dans un autre mode de réalisation, lors de la première étape du procédé, une feuille comportant une résine thermoplastique, de même propriété que les fils en résine thermoplastique, est déposée sur au moins une face extérieure 211, 231 d'une des deux couches de renforcement 21, 23. Ainsi, lors de la deuxième étape de mise en oeuvre du procédé, lors de l'injection de la résine thermodurcissable, par exemple de type epoxyde, la fusion de cette feuille conduit au mélange des résines thermoplastiques et thermodurcissables au niveau des plis d'au moins une des faces extérieures 211, 231 des deux couches de renforcement de surface 21, 23 conférant ainsi auxdits plis une résistance accrue aux impacts et aux délaminages. Ces modes de réalisation sont particulièrement adaptés pour la fabrication de cadres d'aéronef en matériaux composites, situés dans des zones du fuselage exposées aux sollicitations accidentelles telles que par exemple en périphérie des portes passagers ou des portes de soute. Dans un premier exemple de réalisation, un cadre à drapage hybride a une épaisseur comprise entre 1,6 et 2 mm. L'âme structurale 122 est recouverte par deux couches de protection, correspondant à des fibres tissées ou tressées orientées à +1- 30°, de 0, 3 mm d'épaisseur chacune. L'âme structurale a ainsi une épaisseur comprise entre 1 et 1,4 mm. Un tel cadre qui aurait été entièrement réalisé à partir de fibres unidirectionnelles aurait conduit, pour reprendre à la fois les efforts structuraux et assurer la tolérance aux endommagements, à une épaisseur comprise entre 1,8 et 2,2 mm (au lieu de 1,6 et 2 mm en utilisant l'invention).

Dans un second exemple de réalisation, un cadre à drapage hybride a une épaisseur comprise entre 2,2 et 4 mm. L'âme structurale 122 est recouverte par deux couches de protection, correspondant à des fibres tissées ou de tressées orientées à 0° et à +/- 30°, de 0,4 mm d'épaisseur chacune. L'âme structurale a ainsi une épaisseur comprise entre 1,4 et 3, 2 mm.

Un tel cadre qui aurait été entièrement réalisé à partir de fibres unidirectionnelles aurait conduit, pour reprendre à la fois les efforts structuraux et assurer la tolérance aux endommagements, à une épaisseur comprise entre 2,6 et 4,4 mm (au lieu de 2,2 et 4 mm en utilisant l'invention). L'invention propose un procédé permettant de réaliser une pièce structurale mince en matériau composite qui résiste d'une part aux efforts auxquels ladite pièce structurale est soumise en fonctionnement, et d'autre part aux sollicitations accidentelles, tout en optimisant le nombre total de plis de la structure composite et par conséquent son épaisseur, sa masse et sa rigidité.

Claims

REVENDICATIONS

1- Procédé de fabrication d'une pièce structurale mince (1) en matériau composite destinée à résister d'une part à des sollicitations de service correspondant à des sollicitations auxquelles la pièce est normalement soumise lors de son utilisation et d'autre part à des sollicitations accidentelles correspondant à des sollicitations extérieures auxquelles la pièce peut être exceptionnellement soumise, ledit procédé comportant la réalisation d'une préforme fibreuse sèche (2), obtenue essentiellement par un empilement de plis, de la pièce structurale à fabriquer, et l'imprégnation de ladite préforme fibreuse sèche par transfert d'une résine formant matrice, caractérisé en ce que la préforme fibreuse sèche (2) est réalisée par l'assemblage d'au moins une couche structurale (22), d'une première couche de renforcement de surface (21) sur une première face (221) de ladite couche structurale et d'une seconde couche de renforcement de surface (23), sur une seconde face (222) de la couche structurale (22) opposée à ladite première face, et en ce que : - un nombre de plis dans les deux couches de renforcement de surface (21, 23) est calculé de sorte que la pièce structurale (1) finie résiste aux sollicitations accidentelles, - un nombre de plis dans la couche structurale (22) est calculé, en tenant compte des apports à la résistance structurale des couches de renforcement de surface (21, 23), de sorte que la pièce structurale (1) finie résiste aux sollicitations de service.

2- Procédé de fabrication d'une pièce structurale (1) en matériau composite suivant la revendication 1 dans lequel les matériaux utilisés pour la réalisation des deux couches de renforcement de surface (21, 23) et de la couche structurale (22) sont de natures différentes.

3- Procédé de fabrication d'une pièce structurale (1) en matériau compositesuivant l'une des revendications précédentes dans lequel la couche structurale (22) est formée par des nappes unidirectionnelles de fibres sèches superposées.

4- Procédé de fabrication d'une pièce structurale (1) en matériau composite suivant l'une des revendications précédentes dans lequel les couches de renforcement de surface (21, 23) sont formées par des fibres tissées.

5- Procédé de fabrication d'une pièce structurale (1) en matériau composite suivant l'une des revendications 1 à 3 dans lequel les couches de renforcement de surface (21, 23) sont formées par des fibres tressées.

6- Procédé de fabrication d'une pièce structurale (1) en matériau composite suivant l'une des revendications 4 ou 5 dans lequel le nombre de plis de chaque couche de renforcement de surface (21, 23) est choisi de sorte qu'une épaisseur de chaque couche de renforcement de surface représente entre 10 et 20 % d'une épaisseur finale de la pièce structurale.

7- Procédé de fabrication d'une pièce structurale (1) en matériau composite suivant l'une des revendications précédentes dans lequel des plis des faces extérieures (211, 231) des deux couches de renforcement (21, 23) sont formés par des fibres tissées auxquelles sont mélangés des fils d'une résine thermoplastique co-tissés.

8- Procédé de fabrication d'une pièce structurale (1) en matériau composite suivant l'une des revendications 1 à 6 dans lequel des plis des faces extérieures (211, 231) des deux couches de renforcement (21, 23) sont formés par des fibres tressées auxquelles sont mélangés des fils d'une résine thermoplastique co-tressés.

9- Procédé de fabrication d'une pièce structurale (1) en matériau composite suivant l'une des revendications 1 à 6 dans lequel une feuille en résine thermoplastique est déposée sur au moins une face extérieure (211, 231) d'une des deux couches de renforcement (21, 23) avant imprégnation de l'ensemble préforme (2) et feuille en résine thermoplastique par transfert d'une résine thermodurcissable formant matrice.

10-Pièce structurale mince (1) en matériau composite obtenu par le procédéRTM comportant, dans son épaisseur, au centre, une âme structurale (122) composée essentiellement de plis de fibres unidirectionnelles orientées imprégnés de résine, et de part et d'autre de l'âme structurale, deux couches de protection (121, 123) composées chacune essentiellement d'au moins un pli de fibres tissées imprégné de résine.