FR2929169A1 - Panneau structural d'aeronef en materiau composite incorporant une protection contre les impacts a haute energie - Google Patents

Panneau structural d'aeronef en materiau composite incorporant une protection contre les impacts a haute energie Download PDF

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Abstract

L'invention propose un panneau structural constitué d'un matériau composite stratifié et comprenant une face exposée à des impacts, comprenant en outre une couche constituée d'un matériau hyper-élastique rapportée par collage sur son autre face. Selon ce mode de réalisation, un débris venant impacter la face exposée de ce panneau composite verra une partie de son énergie dissipée par la rupture locale de la peau en composite, l'énergie restante étant absorbée par la déformation de la couche de matériau hyper-élastique qui retient le débris et le repousse vers l'extérieur.

Description

PANNEAU STRUCTURAL D'AERONEF EN MATERIAU COMPOSITE INCORPORANT UNE PROTECTION CONTRE LES IMPACTS A HAUTE ENERGIE DESCRIPTION DOMAINE TECHNIQUE L'invention présente se rapporte aux panneaux structuraux en matériau composite stratifié utilisés pour la construction de fuselages d'aéronefs. Plus particulièrement l'invention se rapporte à un panneau structural d'aéronef soumis à des impacts à haute énergie et dont la structure particulière permet d'éviter l'intrusion des projectiles impactant au delà d'une distance définie à l'intérieur du fuselage.
ETAT DE L'ART ANTERIEUR Il est connu que l'utilisation des matériaux composites permet, à performance mécanique égale, de constituer des structures plus légères. Ceci est particulièrement avantageux dans le cas des structures aéronautiques. Dans de nombreux cas, les structures composites de faible ou moyenne épaisseur telle que la peau d'un fuselage d'aéronef, les panneaux de nacelles, les panneaux de case de train, ne permettent pas de contenir des projectiles présentant une vitesse et /ou une énergie incidente élevées.
Contrairement aux matériaux métalliques pouvant dissiper l'énergie par déformation plastique, les matériaux composites possèdent un comportement fragile sous impact qui ne permet pas d'utiliser d'une manière robuste le potentiel absorbant du matériau. Il est alors classiquement recommandé d'épaissir fortement le stratifié pour éviter la rupture dans les zones où la structure doit faire office de protection de systèmes avions vitaux.
Néanmoins, dans la plupart des cas, cette solution entraîne d'autres difficultés : - Introduction de gradients de rigidité locale : l'arrêt de plis peut entraîner des délaminages (décollements de plis) néfastes sous impact et des particularités peuvent apparaître lors du dimensionnement sous charges statiques et de fatigue.
Introduction d'une épaisseur trop importante faisant apparaître des phénomènes de traction transverse par réflexion d'ondes, entraînant des délaminages pouvant se propager. - Fabrication plus complexe : traitement des sur-20 épaisseurs entraînant des modifications dans le cycle de production. - Auycnentation de la masse
D'autre part, des solutions de protection par 25 blindage (association de plusieurs matériaux absorbants ou résistants au sein d'un stratifié) comme structure secondaire sont désavantageuses selon plusieurs point de vue : - Ajout d'une masse supplémentaire non travaillante vis 30 à vis des sollicitations de services - Durabilité des éléments de blindage dans les conditions environnementales subies par l'aéronef - Modification du procédé de fabrication et des procédures de contrôle et de maintenance.
Il existe donc un besoin pour un panneau structural d'aéronef incorporant une protection contre les impacts à haute énergie. Or les seuls mécanismes de déformation aptes à dissiper de l'énergie dans les matériaux composites sont des 10 modes d'endommagement. EXPOSE DE L'INVENTION Afin de résoudre les inconvénients constatés de l'art antérieur, l'invention propose un panneau structural 15 constitué d'un matériau composite stratifié et comprenant une face exposée à des impacts, comprenant en outre une couche constituée d'un matériau hyperélastique rapportée par collage sur son autre face. Selon ce mode de réalisation, un débris venant impacter 20 la face exposée de ce panneau composite verra une partie de son énergie dissipée par la rupture locale de la peau en composite, l'énergie restante étant absorbée par la déformation de la couche de matériau hyperélastique qui retient le débris et le repousse vers 25 l'extérieur. Grâce à la couche de matériau hyperélastique, le pouvoir dissipatif du matériau composite peut être exploité à son maximum. La couche de matériau hytper-élastique étant située en zone interne, c'est à dire à l'intérieur du fuselage, 30 l'accès et la contrôlabilité de la santé de la structure primaire au cours de la vie de l'avion sont maintenus. D'autre part la couche de matériau hyperélastique est protégée de l'environnement extérieur et des agressions physico-chimiques telles que l'exposition aux rayonnements, aux intempéries et aux 5 agents chimiques de nettoyage ou de dégivrage etc ... Selon ce mode de réalisation, le panneau structural comprend une peau en composite à renfort fibreux sous forme de fibres de carbone continues dans une matrice epoxyde. Ce type de matériau présente des 10 caractéristiques de tenue structurale optimales vis à vis des sollicitations de services telles les sollicitations mécaniques statiques ou la fatigue et permet ainsi des gains significatifs de masse sur la structure primaire de l'avion, en comparaison d'une 15 structure primaire métallique. Toutefois ce matériau ne présente pas de capacité de déformation plastique significative apte à dissiper l'énergie d'un impact et empêcher la pénétration d'un projectile par sa propre déformation. L'adjonction d'une couche de matériau 20 hyper-élastique permet de dimensionner un tel panneau vis à vis des sollicitations de service uniquement, la couche de matériau hyper-élastique assurant l'absence de pénétration du projectile dans le fuselage où celui-ci serait susceptible de dégrader des systèmes. 25 Les panneaux structuraux mis en oeuvre selon ce mode de réalisation sont particulièrement adaptés pour constituer des structures de fuselage dans des zones de l'aéronef où une protection des systèmes par la structure primaire en composite est nécessaire et où 30 une analyse de la tolérance aux dommages de ladite structure primaire permet de démontrer la faisabilité du retour avion après endommagement. En effet, un panneau structural selon l'invention dissipe une partie de l'impact par les endommagements et les multiruptures des plis composites.
Les panneaux de structure primaire concernés présentent une épaisseur comprise entre 2 mm et 4 mm de composite carbone - résine époxyde pour un taux volumique de fibres continues supérieur ou égal à 50%. La masse volumique d'un tel panneau est de l'ordre de 1500 kg/m3. L'épaisseur de la couche de matériau hyperélastique est égale ou inférieure à l'épaisseur de peau en matériau composite. La masse volumique typique des matériaux hyper-élastique à comportement caoutchouctique est de l'ordre de 1000 Kg/m3. De sorte que la protection selon l'invention des systèmes internes de l'aéronef vis à vis de la pénétration dans le fuselage d'un projectile est obtenue pour une masse de matériau mis en oeuvre inférieure à la solution de l'art antérieur consistant à dimensionner l'épaisseur de matériau composite de telle sorte que l'impact ne puisse provoquer sa rupture. Dans le cas fréquent où le panneau structural est un panneau raidi par des profilés rapportés sur ledit panneau par tout moyens connus de l'homme du métier tels que co-cuisson, collage ou rivetage, la couche de matériau hyper-élastique est simplement rapportée entre les raidisseurs. Selon un mode de réalisation avantageux la couche de matériau hyper-élastique est constituée d'un élastomère polychloropène tel que le NEOPRENE distribué par la société Dupont Chemicals. Ce matériau présente des capacités d'allongement hyper-élastique de l'ordre de 500% et est apte à résister aux conditions de fonctionnement qui impliquent, dans les zones considérées, des variations de température comprise entre -55°C et +70°C sous une ambiance humide, selon les phases du vol, mais aussi des agressions chimiques telles par des produits tels que des huiles hydrauliques ou du carburant. La couche de matériau hyper-élastique est rapportée préférentiellement par collage. Bien que la vulcanisation directe sur la face concernée du panneau structural en matériau composite soit possible cette solution implique de modifier le mode de réalisation des panneaux et de manipuler des panneaux plus lourds durant l'assemblage, lui même rendu plus complexe du fait de la présence de la couche de matériau hyperélastique. Il est donc préférable de rapporter la couche de matériau hyper-élastique après assemblage. Ledit collage doit être fort de manière à ce que la pénétration du projectiles ou des débris provoque majoritairement une déformation hyper-élastique locale de la couche de matériau caoutchoutique et non un pelage de cette couche par la rupture de la colle le long de l'interface peau composite - couche de matériau hyper-élastique. Le collage doit en outre résister aux mêmes conditions environnementales que la couche de matériau hyper-élastique. Une colle de type epoxyde répond à ces exigences. Selon un procédé de mise en oeuvre avantageux de l'invention, l'élément structural exposé aux impacts d'un fuselage d'aéronef est fabriqué selon les étapes consistant à : - fabriquer des panneaux de peau en matériau composite - Assembler lesdits panneaux afin de constituer l'élément de fuselage - rapporter la couche de matériau hyper- élastique sur les faces internes des panneaux exposés aux impacts après l'assemblage Lorsque le panneau structural est de type raidi ce procédé de fabrication intègre en outre une étape de montage et de fixation des raidisseurs sur la peau après la première étape. Ainsi la mise en oeuvre de la couche de protection est locale et n'entre pas dans le processus de fabrication de la structure primaire, les procédures d'assemblage ne sont pas modifiées. Avantageusement un panneau composite structural selon l'invention permet d'exploiter l'endommagement par rupture de la peau en matériau composite stratifié qui est une source majeure de dissipation de l'énergie. Selon l'art antérieur une telle peau en composite stratifiée serait dimensionnée pour ne pas rompre sous l'effet de l'impact car assurant seule la non pénétration du projectile. A titre d'exemple non limitatif, un toit de case de train d'atterrissage en matériau composite carbone-résine époxyde, qui, selon l'art antérieur, nécessiterait une épaisseur de 6,5 mm afin de résister à l'impact d'un débris de pneumatique, peut être réaliser selon l'invention avec une épaisseur de 3,25 mm, correspondant à l'épaisseur nécessaire à la reprise des sollicitations de service, associée à une couche de matériau hyper-élastique de type chloropolymère de 3 mm, soit un gain de masse de l'ordre de 20%.
DESCRIPTION DES DESSINS La figure 1 représente schématiquement les différentes phases (figures 1A, 1B, 1C) de l'impact d'un projectile sur la face externe d'un panneau structural selon l'invention La figure 2 représente schématiquement les caractéristiques structurelles d'un panneau selon 15 l'invention comportant des raidisseurs
DESCRIPTION DETAILLEE Figure 1A, un projectile (1) venant impacter le panneau 20 composite selon l'invention (2) du côté de la peau en matériau composite (3). Ce type de projectile (1) peut être constitué par : - des débris tels que des débris de pneumatiques dont le comportement est souple, 25 c'est à dire que le projectiles est susceptible de se déformer élastiquement sous l'effet de l'impact, et arrive sur la structure avec une énergie incidente de l'ordre de 4000 joules. Ce type de débris 30 engendre une sollicitation dite locale de la stucture la surface de l'impact étant approximativement égale à la plus grande surface du débris non déformé - de petits débris émanant des moteurs. Ce type de débris présente un comportement très rigide et engendrent une sollicitation très locale de la structure la sone d'impact étant approximativement égale à la surface de contact entre le projectile et le panneau. L'énergie incidente est comprise entre 1000 et 4000 joules - Un oiseau, le comportement de ce projectile est assimilable à celui d'un fluide visqueux. Celui-ci va, au moment de l'impact, s'écouler sur la structure, engendrant ainsi un effort réparti. L'énergie incidente est de l'ordre de 30000 joules Figure 1B lorsque le projectile (1) rencontre la peau composite (3), une part importante de l'énergie incidente est dissipée par les mécanismes d'endommagement et de rupture du matériau sur une zone affectée par l'impact (5). Ces modes d'endommagement (délaminage, rupture de fibres, vaporisation de la résine et autres) dissipent une bonne partie de l'énergie incidente et ralentissant le projectile.
Figure 1C le projectile traverse la peau composite et rencontre la couche de matériau hyper-élastique (4) qui grâce à sa capacité de déformation hyper-élastique absorbe l'énergie cinétique restante du projectile sans rompre puis repousse celui-ci à l'extérieur.
L'épaisseur de la couche de matériau hyper-élastique est choisie de telle sorte que pour un projectile de caractéristiques données la distance de pénétration du projectile reste inférieure à un seuil (s) garantissant ainsi l'absence d'endommagement des systèmes situé derrière le panneau structural.
Figure 2 dans la majorité des cas les panneaux structuraux comporte des raidisseurs (6) rapportés sur la face interne de la peau. Dans ce cas la couche de matériau hyper-élastique (4) est simplement rapportée par collage (7) entre lesdits raidisseurs après assemblage des panneaux structuraux.

Claims (9)

  1. REVENDICATIONS1.Un panneau structural (2) constitué d'un matériau composite stratifié et comprenant une face exposée à des impacts (3) caractérisé en ce qu'il comprend une couche constituée d'un matériau hyper-élastique (3) rapportée par collage sur son autre face
  2. 2. Un panneau structural selon la revendication 1 caractérisé en ce qu'il comprend une peau en composite à renfort fibreux sous forme de fibres de carbone continues dans une matrice epoxyde.
  3. 3. Un panneau structural selon la revendication 2 caractérisé en ce que son épaisseur de peau est comprise entre 2 et 4 mm.
  4. 4. Un panneau structural selon la revendication 3 caractérisé en ce que l'épaisseur de la couche de matériau hyper-élastique est égale ou inférieure à l'épaisseur de peau en matériau composite.
  5. 5. Un panneau structural selon la revendication 4 caractérisé en ce qu'il comprend des raidisseurs (6) est que la couche de matériau hyper-élastique (4) est collée sur la peau entre lesdits raidisseurs.
  6. 6. Un panneau structural selon l'une quelconque des revendications précédentes caractérisé en ce que la couche de matériau hyper-élastique (4) est 11constituée d'un élastomère polychloroprène.
  7. 7. Un panneau structural selon l'une quelconque des revendications précédentes caractérisé en ce que le collage est réalisé par une colle epoxyde(7).
  8. 8. Un procédé de fabrication d'un élément structural exposé aux impacts (2) d'un fuselage d'aéronef selon la revendication 1 comprenant les étapes consistant à : fabriquer des panneaux de peau en matériau composite Assembler lesdits panneaux afin de constituer l'élément de fuselage caractérisé en ce qu'il comprend une étape consistant à rapporter une couche de matériau hyper-élastique (3)sur les faces internes des panneaux exposés aux impacts après l'assemblage.
  9. 9. Procédé selon la revendication 8 caractérisé en ce qu'il comprend en outre une étape consistant à rapporter des raidisseurs (6) par co-cuisson ou par collage sur au moins un des panneaux de peau avant l'assemblage et que la couche de matériau hyperélastique (3) est rapportée entre les raidisseurs après l'assemblage des panneaux.
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