FR2984794A1 - Method for manufacturing composite material part for aircraft, involves integrating protecting portion in extension part of another protection portion, which is simultaneously realized with former portion in single manufacturing device - Google Patents
Method for manufacturing composite material part for aircraft, involves integrating protecting portion in extension part of another protection portion, which is simultaneously realized with former portion in single manufacturing device Download PDFInfo
- Publication number
- FR2984794A1 FR2984794A1 FR1162267A FR1162267A FR2984794A1 FR 2984794 A1 FR2984794 A1 FR 2984794A1 FR 1162267 A FR1162267 A FR 1162267A FR 1162267 A FR1162267 A FR 1162267A FR 2984794 A1 FR2984794 A1 FR 2984794A1
- Authority
- FR
- France
- Prior art keywords
- composite material
- protected
- manufacturing
- protective
- material according
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Withdrawn
Links
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
- B29C—SHAPING OR JOINING OF PLASTICS; SHAPING OF MATERIAL IN A PLASTIC STATE, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; AFTER-TREATMENT OF THE SHAPED PRODUCTS, e.g. REPAIRING
- B29C70/00—Shaping composites, i.e. plastics material comprising reinforcements, fillers or preformed parts, e.g. inserts
- B29C70/68—Shaping composites, i.e. plastics material comprising reinforcements, fillers or preformed parts, e.g. inserts by incorporating or moulding on preformed parts, e.g. inserts or layers, e.g. foam blocks
- B29C70/74—Moulding material on a relatively small portion of the preformed part, e.g. outsert moulding
- B29C70/76—Moulding on edges or extremities of the preformed part
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
- B29C—SHAPING OR JOINING OF PLASTICS; SHAPING OF MATERIAL IN A PLASTIC STATE, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; AFTER-TREATMENT OF THE SHAPED PRODUCTS, e.g. REPAIRING
- B29C70/00—Shaping composites, i.e. plastics material comprising reinforcements, fillers or preformed parts, e.g. inserts
- B29C70/04—Shaping composites, i.e. plastics material comprising reinforcements, fillers or preformed parts, e.g. inserts comprising reinforcements only, e.g. self-reinforcing plastics
- B29C70/28—Shaping operations therefor
- B29C70/40—Shaping or impregnating by compression not applied
- B29C70/50—Shaping or impregnating by compression not applied for producing articles of indefinite length, e.g. prepregs, sheet moulding compounds [SMC] or cross moulding compounds [XMC]
- B29C70/52—Pultrusion, i.e. forming and compressing by continuously pulling through a die
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
- B29C—SHAPING OR JOINING OF PLASTICS; SHAPING OF MATERIAL IN A PLASTIC STATE, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; AFTER-TREATMENT OF THE SHAPED PRODUCTS, e.g. REPAIRING
- B29C70/00—Shaping composites, i.e. plastics material comprising reinforcements, fillers or preformed parts, e.g. inserts
- B29C70/68—Shaping composites, i.e. plastics material comprising reinforcements, fillers or preformed parts, e.g. inserts by incorporating or moulding on preformed parts, e.g. inserts or layers, e.g. foam blocks
- B29C70/74—Moulding material on a relatively small portion of the preformed part, e.g. outsert moulding
- B29C70/76—Moulding on edges or extremities of the preformed part
- B29C70/763—Moulding on edges or extremities of the preformed part the edges being disposed in a substantial flat plane
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
- B29C—SHAPING OR JOINING OF PLASTICS; SHAPING OF MATERIAL IN A PLASTIC STATE, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; AFTER-TREATMENT OF THE SHAPED PRODUCTS, e.g. REPAIRING
- B29C70/00—Shaping composites, i.e. plastics material comprising reinforcements, fillers or preformed parts, e.g. inserts
- B29C70/68—Shaping composites, i.e. plastics material comprising reinforcements, fillers or preformed parts, e.g. inserts by incorporating or moulding on preformed parts, e.g. inserts or layers, e.g. foam blocks
- B29C70/86—Incorporated in coherent impregnated reinforcing layers, e.g. by winding
- B29C70/865—Incorporated in coherent impregnated reinforcing layers, e.g. by winding completely encapsulated
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
- B29K—INDEXING SCHEME ASSOCIATED WITH SUBCLASSES B29B, B29C OR B29D, RELATING TO MOULDING MATERIALS OR TO MATERIALS FOR MOULDS, REINFORCEMENTS, FILLERS OR PREFORMED PARTS, e.g. INSERTS
- B29K2707/00—Use of elements other than metals for preformed parts, e.g. for inserts
- B29K2707/04—Carbon
Landscapes
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Composite Materials (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- Laminated Bodies (AREA)
Abstract
Description
PIECE EN MATERIAU COMPOSITE A PROTECTION INTEGREE CONTRE UN IMPACT MECANIQUE La présente invention est relative à une pièce en matériau composite intégrant au moins une partie destinée à sa protection dès sa fabrication. Pour différentes raisons et dans différents types d'assemblage ou de structure, des pièces en matériau composite sont susceptibles de subir des chocs ou des impacts mécaniques et doivent être protégées. A titre d'exemple, un aéronef comprend des pièces structurales susceptibles d'être heurtées par un outil lors d'une opération de maintenance. Actuellement, les pièces structurales en matériau composite tendent à remplacer les pièces structurales métalliques dans un aéronef. The present invention relates to a composite material part incorporating at least one part intended for its protection as soon as it is manufactured. For various reasons and in different types of assembly or structure, composite material parts are susceptible to impact or mechanical impact and must be protected. For example, an aircraft comprises structural parts that may be struck by a tool during a maintenance operation. Currently, composite structural parts tend to replace metal structural parts in an aircraft.
Or, il est connu que les pièces fabriquées en matériau composite présentent une certaine fragilité aux chocs et aux impacts mécaniques, ces interactions violentes pouvant affecter à coeur l'intégrité du matériau composite. On sait par exemple qu'une pièce en matériau composite ayant subi un impact mécanique transversal présente de moins bonnes caractéristiques mécaniques, notamment en résistance à la compression. De plus, après certains chocs, la surface externe de la pièce peut rester intacte alors que les couches internes du matériau composite et/ou l'interface entre les fibres et la résine sont sérieusement endommagées. Aussi, lors de la conception d'une pièce structurale en matériau composite d'un aéronef, la validation d'un premier critère de dimensionnement exigé dans le cahier des charges des constructeurs d'aéronefs nécessite l'évaluation, notamment par une sollicitation en compression, des propriétés mécaniques de la pièce structurale en matériau composite après qu'elle ait subi un impact mécanique prédéfini. De plus, selon un deuxième critère imposé par le cahier des charges des constructeurs d'aéronefs, le défaut provoqué par cet impact mécanique doit être 5 détectable au moins «à la limite du visible » en surface de la pièce en matériau composite. Ce critère de détectabilité facilite l'identification d'une pièce structurale endommagée et permet de décréter le remplacement d'une pièce structurale dès que celle-ci présente en surface un endommagement « à la limite du visible ». 10 Cependant, ce critère de détectabilité va à l'encontre d'une conception et d'une fabrication des pièces structurales d'aéronef en matériau composite. En effet, un matériau composite ne laissant pas apparaître de défaut extérieur visible avant de subir un impact mécanique important, cela conduit à élever l'énergie de l'impact mécanique utilisé pour valider à la fois ce deuxième critère 15 de détectabilité et le premier critère de dimensionnement. Et cela, même si il est aussi connu que lorsqu'un matériau composite commence à laisser apparaître des défauts extérieurs visibles, il peut déjà présenter d'importants dégâts à coeur, tels un délaminage ou une rupture des fibres. Au final, pour satisfaire ces deux critères de dimensionnement et de 20 détectabilité, les fabricants visant à produire des pièces structurales d'aéronef en matériau composite sont amenés à surdimensionner les pièces et à optimiser longuement leur conception. Pour donner un ordre d'idées, le surplus de matière composite peut atteindre 30 à 40 % de la masse totale de la pièce. 25 Evidemment, ce surdimensionnement va à l'encontre des objectifs des constructeurs aéronautiques qui cherchent à diminuer la masse de chaque pièce ou composant d'un aéronef. However, it is known that parts made of composite material have a certain fragility to shocks and mechanical impacts, these violent interactions may affect the integrity of the composite material. It is known, for example, that a composite material part having undergone transverse mechanical impact has poorer mechanical characteristics, especially in compressive strength. In addition, after some shocks, the outer surface of the part can remain intact while the inner layers of the composite material and / or the interface between the fibers and the resin are seriously damaged. Also, during the design of a composite structural part of an aircraft, the validation of a first sizing criterion required in the specifications of the aircraft manufacturers requires the evaluation, in particular by a compressive stress the mechanical properties of the structural part made of composite material after it has undergone a predefined mechanical impact. In addition, according to a second criterion imposed by the specifications of the aircraft manufacturers, the defect provoked by this mechanical impact must be detectable at least "at the limit of the visible" on the surface of the composite material part. This detectability criterion facilitates the identification of a damaged structural part and makes it possible to declare the replacement of a structural part as soon as the latter has "visible edge" damage on the surface. However, this detectability criterion goes against the design and manufacture of aircraft structural parts made of composite material. Indeed, a composite material does not reveal any visible external defect before undergoing a significant mechanical impact, this leads to raising the energy of the mechanical impact used to validate both this second detectability criterion 15 and the first criterion sizing. And this, although it is also known that when a composite material begins to reveal visible external defects, it can already present significant damage to the heart, such as delamination or fiber breakage. Finally, to satisfy these two criteria of dimensioning and detectability, manufacturers aiming to produce composite aircraft structural parts are made to oversize the parts and to optimize their design for a long time. To give an order of ideas, the surplus of composite material can reach 30 to 40% of the total mass of the piece. Obviously, this over-sizing is contrary to the objectives of aeronautical manufacturers who seek to reduce the mass of each part or component of an aircraft.
En outre, l'optimisation et la complexification de la conception des pièces contribuent, comme le surdimensionnement, à augmenter les coûts de fabrication. Aussi, pour parer aux inconvénients de cette première solution, une deuxième solution de l'art antérieur prévoit de rapporter un élément de protection sur chaque partie d'une pièce en matériau composite susceptible d'être exposée à un choc ou un impact mécanique, ou sur chaque partie de conception fragile en raison de ses formes, de ses dimensions, de sa position par rapport au corps de la pièce, etc. In addition, the optimization and complexity of parts design, such as oversizing, contribute to increase manufacturing costs. Also, to overcome the disadvantages of this first solution, a second solution of the prior art provides to report a protective element on each part of a composite material part may be exposed to impact or mechanical impact, or on each part of fragile design because of its shape, its dimensions, its position relative to the body of the room, etc.
Un exemple de mise en oeuvre de cette deuxième solution de l'art antérieur est illustré par la figure 1 représentant une section transversale 5 d'une partie 10 d'une pièce 12 en matériau composite recevant un élément de protection 14. L'élément de protection 14, en absorbant tout ou partie de l'énergie du choc ou de l'impact mécanique, permet de préserver l'intégrité de la pièce 12 en matériau 15 composite. De plus, grâce à une fabrication dans un matériau adapté, l'élément de protection 14 laisse facilement apparaître un défaut extérieur visible lorsqu'il subit un impact mécanique, ce qui permet d'éviter de surdimensionner la pièce 12 en matériau composite pour répondre aux deux critères précités. 20 Toutefois, cette deuxième solution présente aussi des inconvénients. Selon un premier inconvénient, cet élément de protection 14 nécessite une conception particulière avec des critères différents, ce qui rallonge les temps d'étude et de mise au point de l'ensemble. Selon un deuxième inconvénient, cet élément de protection 14 est fabriqué 25 indépendamment et doit ensuite être monté sur la pièce 12, ce qui augmente les temps et les coûts de fabrication de l'ensemble. An example of implementation of this second solution of the prior art is illustrated in Figure 1 showing a cross section 5 of a portion 10 of a piece 12 of composite material receiving a protective element 14. The element of protection 14, absorbing all or part of the impact energy or mechanical impact, preserves the integrity of the part 12 of composite material. Moreover, thanks to a manufacturing in a suitable material, the protective element 14 easily reveals a visible external defect when it undergoes a mechanical impact, which makes it possible to avoid oversizing the piece 12 made of composite material to meet the two criteria mentioned above. However, this second solution also has drawbacks. According to a first disadvantage, this protection element 14 requires a particular design with different criteria, which lengthens the study and development time of the assembly. According to a second disadvantage, this protection element 14 is manufactured independently and must then be mounted on the part 12, which increases the manufacturing time and costs of the assembly.
Selon un troisième inconvénient, il est nécessaire de prévoir une solidarisation fiable et durable, et donc souvent difficile et coûteuse à mettre en oeuvre, entre l'élément de protection 14 et la pièce 12. La présente invention vise à pallier ces inconvénients de l'art antérieur. According to a third disadvantage, it is necessary to provide a reliable and durable connection, and therefore often difficult and expensive to implement, between the protective element 14 and the part 12. The present invention aims to overcome these disadvantages of the prior art.
A cet effet, l'invention a pour objet un procédé de fabrication d'une pièce en matériau composite comprenant une partie à protéger contre un impact mécanique, caractérisé en ce que la partie à protéger intègre dans son prolongement une partie de protection réalisée simultanément avec la partie à protéger dans un unique dispositif de fabrication et lors d'un unique cycle continu de fabrication dudit dispositif. La présente invention couvre aussi une pièce en matériau composite comprenant une partie à protéger intégrant dans son prolongement une partie de protection réalisée selon ce procédé de fabrication. Avantageusement, l'intégration de la partie de protection lors de la fabrication 15 de la pièce en matériau composite autorise une conception d'ensemble et une réduction des coûts de fabrication. De plus, la partie de protection assurant la fonction de détectabi lité d'un choc ou d'un impact mécanique, la pièce en matériau composite peut être conçue uniquement en fonction des critères de dimensionnement résultant de sa 20 fonction structurale et de son application. D'autres caractéristiques et avantages ressortiront de la description qui va suivre de l'invention, description donnée à titre d'exemple uniquement, en regard des dessins annexés sur lesquels - la figure 1 est une vue partielle d'une section transversale d'une pièce en 25 matériau composite comprenant une partie à protéger sur laquelle est rapporté un élément de protection selon l'art antérieur, - la figure 2 est une vue partielle d'une section transversale d'une pièce en matériau composite comprenant une partie à protéger intégrant une partie de protection selon l'invention, - les figures 3A à 3G illustrent des variantes de réalisation d'une section transversale d'une pièce en matériau composite comprenant une partie à protéger intégrant une partie de protection selon l'invention. La présente invention est relative à la protection d'une pièce en matériau composite contre les impacts, ou chocs, mécaniques. L'invention s'intéresse plus particulièrement à une protection contre les impacts mécaniques de type collision, percussion, ou chute. bans une application visée par la présente invention, des pièces structurales, ou non, en matériau composite d'un aéronef, telles des poutres, des bielles, des traverses, des lisses, des cadres, etc., doivent être protégées d'éventuels impacts mécaniques, ces impacts pouvant provenir d'un outil lors d'une opération de maintenance ou d'une chute lors d'une opération de manutention. Bien entendu, la présente invention peut aussi trouver des applications dans d'autres domaines : ferroviaire, automobile, naval, du cycle, etc. bans l'application visée ou dans une autre, et comme illustré en figure 2, une pièce 20 en matériau composite comprend au moins une partie à protéger 22 20 contre un impact mécanique. bans une conception visée par la présente invention et illustrée en figure 2 par une vue partielle d'une section transversale 520 d'une pièce 20 en matériau composite, la partie à protéger 22 constitue une tranche 26 de la pièce 20 en matériau composite. 25 Par section transversale 520, l'invention entend une section de la pièce 20 prise dans un plan transversal T perpendiculaire à un axe longitudinal L de la pièce 20 en matériau composite. For this purpose, the subject of the invention is a method for manufacturing a composite material part comprising a part to be protected against a mechanical impact, characterized in that the part to be protected integrates in its extension a protection part made simultaneously with the part to be protected in a single manufacturing device and during a single continuous cycle of manufacture of said device. The present invention also covers a composite material part comprising a part to be protected integrating in its extension a protection part made according to this manufacturing method. Advantageously, the integration of the protective part during the manufacture of the composite material part allows an overall design and a reduction in manufacturing costs. In addition, since the shielding part provides the detectability function of a shock or mechanical impact, the composite material part can be designed solely according to the dimensioning criteria resulting from its structural function and its application. Other features and advantages will become apparent from the following description of the invention, a description given by way of example only, with reference to the appended drawings in which - FIG. 1 is a partial view of a cross-section of a composite material part comprising a part to be protected on which a protection element is attached according to the prior art; FIG. 2 is a partial view of a cross section of a composite material part comprising a part to be protected integrating a protective part according to the invention, - Figures 3A to 3G illustrate alternative embodiments of a cross section of a composite material part comprising a part to be protected incorporating a protective part according to the invention. The present invention relates to the protection of a composite material part against impacts, or shocks, mechanical. The invention is more particularly concerned with protection against mechanical impacts such as collision, percussion, or fall. In an application of the present invention, structural parts, or not, made of composite material of an aircraft, such as beams, connecting rods, sleepers, rails, frames, etc., must be protected against possible impacts. mechanical, these impacts may come from a tool during a maintenance operation or a fall during a handling operation. Of course, the present invention can also find applications in other fields: railway, automobile, naval, cycle, etc. In the intended application or in another application, and as illustrated in FIG. 2, a component 20 made of composite material comprises at least one part to be protected 22 against a mechanical impact. In a design targeted by the present invention and illustrated in Figure 2 by a partial view of a cross section 520 of a part 20 of composite material, the part to be protected 22 constitutes a wafer 26 of the component 20 of composite material. By cross-section 520, the invention means a section of the part 20 taken in a transverse plane T perpendicular to a longitudinal axis L of the component 20 made of composite material.
Et par tranche, l'invention entend une partie en saillie, notamment de plus faible épaisseur, par rapport au corps 28 de la pièce 20 en matériau composite. En vue de diminuer les coûts de conception et de fabrication de la protection d'une partie à protéger 22, l'invention propose un procédé de fabrication d'une 5 pièce 20 en matériau composite. Selon ce procédé de fabrication, la partie à protéger 22 intègre dans son prolongement une partie de protection 24 réalisée simultanément avec la partie à protéger 22 dans un unique dispositif de fabrication et lors d'un unique cycle continu de fabrication dudit dispositif. 10 Ainsi, en prévoyant que la partie à protéger 22 et sa partie de protection 24 soient issues d'un même produit fabriqué en continu, tel un profilé, l'invention permet de réduire le coût de fabrication de l'ensemble. De plus, l'invention permet une réalisation monolithique assurant une liaison forte et durable entre la partie à protéger 22 et la partie de protection 24. 15 De préférence, la pièce 20 en matériau composite est fabriquée par pultrusion, et la partie de protection 24 est intégrée à la partie à protéger 22 dans une unique pultrudeuse et lors d'un unique cycle de pultrusion. Ainsi, la pièce 20 est issue d'au moins un profilé pultrudé, plusieurs profilés pouvant être utilisés pour la réalisation du corps 28, et la partie de protection 20 24 est intégrée au profilé pultrudé formant la partie à protéger 22. Avantageusement, pour obtenir un produit fini après intégration de la protection, la partie de protection 24 est intégrée au profilé pultrudé final formant la pièce 20 avec sa partie à protéger 22. bans un premier mode de réalisation du procédé de fabrication, la partie de 25 protection 24 est préfabriquée. La partie de protection 24 peut être préfabriquée dans différents matériaux et par différents procédés, puis assemblée à la partie à protéger 22 au moment où cette partie à protéger 22 est réalisée dans la pultrudeuse. bans une première variante, la partie de protection 24 est réalisée dans un matériau composite et préfabriquée par pultrusion. La partie de protection 24 consiste alors en un profilé pultrudé de forme quelconque, découpé à la longueur souhaitée, et inséré dans la pultrudeuse lors de la mise en forme des fibres formant la partie à protéger 22 et avant polymérisation de la résine entourant lesdites fibres de façon que ce profilé se retrouve solidarisé aux fibres par cette polymérisation. bans une autre variante, la partie de protection 24 est préfabriquée par extrusion métallique. bans un deuxième mode de réalisation du procédé de fabrication, la partie de protection 24 est réalisée dans un matériau composite et formée par pultrusion simultanément à la formation par pultrusion de la partie à protéger 22. bans ce deuxième mode de réalisation, la partie de protection 24 est donc issue du même profilé pultrudé que la partie à protéger 22. bans le premier comme dans le deuxième mode de réalisation du procédé de fabrication, la partie de protection 24 peut être réalisée en matériau composite. Et, dans le premier comme dans le deuxième mode de réalisation du procédé de fabrication, la partie de protection 24 doit être réalisée de manière à favoriser l'apparition d'un défaut visuel lorsqu'elle subit un impact mécanique important et de manière à pouvoir absorber au moins en partie l'énergie des impacts mécaniques subis. bans une première variante, la partie de protection 24 est réalisée dans un matériau composite à base de fibres identiques aux fibres utilisées dans le matériau composite de la partie à protéger 22, mais agencées différemment. And by slice, the invention means a protruding portion, in particular of smaller thickness, relative to the body 28 of the piece 20 of composite material. In order to reduce the cost of designing and manufacturing the protection of a part to be protected 22, the invention proposes a method of manufacturing a part 20 made of composite material. According to this manufacturing method, the part to be protected 22 integrates in its extension a protection part 24 made simultaneously with the part to be protected 22 in a single manufacturing device and during a single continuous cycle of manufacture of said device. Thus, by providing that the part to be protected 22 and its protective part 24 are derived from the same product manufactured continuously, such as a profile, the invention makes it possible to reduce the manufacturing cost of the assembly. In addition, the invention allows a monolithic embodiment ensuring a strong and durable connection between the portion to be protected 22 and the protective portion 24. Preferably, the piece 20 of composite material is made by pultrusion, and the protective part 24 is integrated in the part to be protected 22 in a single pultruder and in a single pultrusion cycle. Thus, the piece 20 is derived from at least one pultruded section, several sections that can be used for producing the body 28, and the protective portion 24 is integrated into the pultruded section forming the portion to be protected. Advantageously, to obtain a finished product after integration of the protection, the protection part 24 is integrated in the final pultruded section forming part 20 with its part to be protected 22. in a first embodiment of the manufacturing method, the protection part 24 is prefabricated . The shielding portion 24 may be prefabricated in different materials and by different methods, and then assembled to the portion to be protected 22 at the time when this portion to be protected 22 is made in the pultruder. in a first variant, the protective portion 24 is made of a composite material and prefabricated by pultrusion. The protective portion 24 then consists of a pultruded section of any shape, cut to the desired length, and inserted into the pultruder during shaping of the fibers forming the part to be protected 22 and before polymerization of the resin surrounding said fibers. way that this profile is found secured to the fibers by this polymerization. in another variant, the protective part 24 is prefabricated by metal extrusion. in a second embodiment of the manufacturing method, the protective part 24 is made of a composite material and formed by pultrusion simultaneously with the pultrusion formation of the part to be protected 22. In this second embodiment, the protective part 24 is therefore from the same pultruded section as the part to be protected 22. In the first as in the second embodiment of the manufacturing process, the protective part 24 can be made of composite material. And, in the first as in the second embodiment of the manufacturing method, the protective portion 24 must be made to promote the appearance of a visual defect when it undergoes a significant mechanical impact and so as to be able to absorb at least part of the energy of the mechanical impacts suffered. in a first variant, the protective portion 24 is made of a composite material based on fibers identical to the fibers used in the composite material of the part to be protected 22, but arranged differently.
Par exemple, un agencement différent des fibres de la partie de protection 24 et de la partie à protéger 22 est obtenu en orientant ces fibres de façon différente par rapport à l'axe longitudinal L de la pièce 20 en matériau composite, ou en croisant les fibres de chacune de ces parties de façon différente. bans une deuxième variante, la partie de protection 24 est réalisée dans un matériau composite à base de fibres différentes des fibres utilisées dans le 5 matériau composite de la partie à protéger 22. be préférence, la partie de protection 24 est réalisée dans un matériau composite à base de fibres d'aramide. Avantageusement, ces fibres d'aramide sont légères mais présentent de bonnes propriétés mécaniques et une bonne résistance aux chocs. 10 La partie de protection 24 peut aussi être réalisée dans un matériau composite à base de fibres de verre, de lin, ou de basalte, ou ayant des propriétés mécaniques équivalentes à celles des fibres d'aramide, ou ayant des propriétés mécaniques proches de celles des fibres de carbone. Selon l'invention, la pièce 20 et la partie à protéger 22 sont de préférence 15 réalisées dans un matériau composite à base de fibres de carbone, l'association de la pultrusion et de ces fibres de carbone permettant l'obtention à moindre coût de profilés présentant d'excellentes propriétés mécaniques. Toujours dans le premier et dans le deuxième mode de réalisation du procédé de fabrication, la partie de protection 24 peut comprendre un insert 30 intégré 20 dans la partie de protection 24 lors de sa fabrication, comme illustré en figure 3A, et/ou un évidement 32 réalisé lors de la fabrication de la partie de protection 24, comme illustré en figure 3B. Cet insert 30, par exemple réalisé dans un matériau déformable, ou l'évidement 32 permet de fragiliser l'extrémité 34 de la partie de protection 24 sensée 25 recevoir l'impact. Cette fragilisation de l'extrémité 34 favorise l'apparition de défauts visuellement détectables et donc la détection d'une zone impactée. For example, a different arrangement of the fibers of the protective part 24 and the part to be protected 22 is obtained by orienting these fibers differently from the longitudinal axis L of the composite material part 20, or by crossing the fibers of each of these parts differently. in a second variant, the protective part 24 is made of a composite material based on fibers other than the fibers used in the composite material of the part to be protected. Preferably, the protective part 24 is made of a composite material. based on aramid fibers. Advantageously, these aramid fibers are light but have good mechanical properties and good impact resistance. The protective part 24 may also be made of a composite material based on glass fibers, flax, or basalt, or having mechanical properties equivalent to those of the aramid fibers, or having mechanical properties close to those carbon fibers. According to the invention, the part 20 and the part to be protected 22 are preferably made of a composite material based on carbon fibers, the combination of pultrusion and these carbon fibers making it possible to obtain, at a lower cost, profiles with excellent mechanical properties. Still in the first and the second embodiment of the manufacturing method, the protective portion 24 may comprise an integrated insert 20 in the protection part 24 during its manufacture, as illustrated in FIG. 3A, and / or a recess 32 made during the manufacture of the protective portion 24, as shown in Figure 3B. This insert 30, for example made of a deformable material, or the recess 32 makes it possible to weaken the end 34 of the protection portion 24 intended to receive the impact. This weakening of the end 34 promotes the appearance of visually detectable defects and therefore the detection of an impacted zone.
Comme illustré sur les différentes figures, la partie de protection 24 prolonge la partie à protéger 22 au moins dans la direction opposée à la direction I dans laquelle est supposé arriver un impact mécanique. bans une conception d'une pièce 20 en matériau composite visée par l'invention, la 5 partie à protéger 22 forme saillie 36 par rapport au corps 28 de la pièce 20 en matériau composite. Comme indiqué précédemment, la partie à protéger 22 peut constituer une tranche 26 de la pièce 20 en matériau composite. bans le cas d'une telle conception en saillie, la partie de protection 24 est 10 réalisée en bout 38 de la forme saillante 36 de la partie à protéger 22. Selon l'invention, la partie de protection 24 est réalisée de façon à recouvrir au moins partiellement au moins une face latérale (F1,F2,F3,...) de la forme saillante 36 de la partie à protéger 22. Comme illustré par les figures 3A à 3E, la ou les faces latérales (F1,F2,F3,...) 15 recouvertes par la partie de protection 24 peuvent être droites. Mais, comme illustré par les figures 3F et 3G, la ou les faces latérales (F1,F2,F3,...) recouvertes par la partie de protection 24 peuvent aussi être courbes. L'avantage d'une face (F1,F2,F3,...) courbe est d'augmenter la surface de liaison 20 entre la partie à protéger 22 et la partie de protection 24, et donc d'améliorer la solidarisation entre la partie de protection 24 et la partie à protéger 22. Selon une autre caractéristique du procédé de fabrication, la partie de protection 24 peut être réalisée avec différentes surfaces d'impact 40, la surface d'impact 40 étant la surface extérieure de la partie de protection 24. 25 Selon une première variante illustrée par les figures 3A, 3B, 3b, 3E et 3G, la partie de protection 24 est réalisée de façon à présenter une surface d'impact de profil convexe. As illustrated in the various figures, the protective portion 24 extends the portion to be protected 22 at least in the direction opposite to the direction I in which is supposed to happen a mechanical impact. in a design of a composite material part 20 referred to by the invention, the protruding part 22 protrudes 36 from the body 28 of the composite material part 20. As indicated above, the part to be protected 22 may constitute a wafer 26 of the component 20 made of composite material. in the case of such a projecting design, the protective portion 24 is made at the end 38 of the protruding shape 36 of the part to be protected 22. According to the invention, the protective part 24 is made so as to cover at least partially at least one side face (F1, F2, F3, ...) of the protruding form 36 of the part to be protected 22. As illustrated by FIGS. 3A to 3E, the lateral face (s) (F1, F2, F3, ...) 15 covered by the protective portion 24 may be straight. But, as illustrated by FIGS. 3F and 3G, the lateral face (s) (F1, F2, F3, ...) covered by the protective part 24 can also be curved. The advantage of a face (F1, F2, F3, ...) curve is to increase the bonding surface 20 between the part to be protected 22 and the protection part 24, and thus to improve the bonding between the protection part 24 and the part to be protected 22. According to another characteristic of the manufacturing process, the protective part 24 can be made with different impact surfaces 40, the impact surface 40 being the outer surface of the part of the According to a first variant illustrated in FIGS. 3A, 3B, 3B, 3E and 3G, the protective part 24 is made to have a convex profile impact surface.
Avantageusement, un tel profil convexe permet de dévier un objet impactant et de diminuer l'énergie à absorber. Selon une deuxième variante illustrée par la figure 3C, la partie de protection 24 est réalisée de façon à présenter une surface d'impact de profil concave. Advantageously, such a convex profile makes it possible to deflect an impacting object and to reduce the energy to be absorbed. According to a second variant illustrated in FIG. 3C, the protection part 24 is made to have a concave profile impact surface.
Un tel profil concave permet de créer des arêtes 41 constituant des lignes de fragilité susceptibles de laisser apparaître très rapidement des défauts visuels après avoir subi un impact mécanique, tout en conservant un coeur de matériau de protection. Selon une troisième variante illustrée par la figure 3F, la partie de protection 24 10 est réalisée de façon à présenter une surface d'impact de profil polygonal. Un tel profil polygonal permet aussi de créer des arêtes 41 constituant des lignes de fragilité susceptibles de laisser apparaître très rapidement des défauts visuels après avoir subi un impact mécanique, tout en conservant un coeur de matériau de protection.Such a concave profile makes it possible to create ridges 41 constituting lines of weakness capable of rapidly revealing visual defects after having undergone a mechanical impact, while preserving a core of protective material. According to a third variant illustrated in FIG. 3F, the protection portion 24 is made to have a polygonal profile impact surface. Such a polygonal profile also makes it possible to create ridges 41 constituting lines of weakness capable of rapidly revealing visual defects after having undergone a mechanical impact, while preserving a core of protective material.
15 Enfin, la présente invention couvre aussi une pièce 20 en matériau composite, notamment une pièce structurale d'un aéronef, comprenant une partie à protéger 22, notamment une tranche 26 de la pièce 20, contre un impact mécanique, la partie à protéger 22 intégrant dans son prolongement une partie de protection 24 réalisée selon le procédé de fabrication qui vient d'être décrit.Finally, the present invention also covers a part 20 made of composite material, in particular a structural part of an aircraft, comprising a part to be protected 22, in particular a wafer 26 of the part 20, against a mechanical impact, the part to be protected 22 integrating in its extension a protective portion 24 made according to the manufacturing method just described.
20 Pour donner un ordre d'idées, l'invention permet de protéger une pièce en matériau composite contre des chocs ayant une énergie cinétique de 5 à 90 joules. To give an order of ideas, the invention makes it possible to protect a piece of composite material against shocks having a kinetic energy of 5 to 90 joules.
Claims (15)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR1162267A FR2984794A1 (en) | 2011-12-22 | 2011-12-22 | Method for manufacturing composite material part for aircraft, involves integrating protecting portion in extension part of another protection portion, which is simultaneously realized with former portion in single manufacturing device |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR1162267A FR2984794A1 (en) | 2011-12-22 | 2011-12-22 | Method for manufacturing composite material part for aircraft, involves integrating protecting portion in extension part of another protection portion, which is simultaneously realized with former portion in single manufacturing device |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| FR2984794A1 true FR2984794A1 (en) | 2013-06-28 |
Family
ID=45757685
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| FR1162267A Withdrawn FR2984794A1 (en) | 2011-12-22 | 2011-12-22 | Method for manufacturing composite material part for aircraft, involves integrating protecting portion in extension part of another protection portion, which is simultaneously realized with former portion in single manufacturing device |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| FR (1) | FR2984794A1 (en) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US20150321429A1 (en) * | 2014-05-09 | 2015-11-12 | Airbus Operations (S.A.S.) | Method for manufacturing a part made of composite material for an aircraft structure by pultrusion and cocuring |
| WO2017157640A1 (en) * | 2016-03-18 | 2017-09-21 | Schunk Kohlenstofftechnik Gmbh | Fibre composite component and method for production |
Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3895896A (en) * | 1972-11-03 | 1975-07-22 | Pultrusions Corp | Apparatus for pultruding hollow objects |
| WO1999042676A1 (en) * | 1998-02-20 | 1999-08-26 | Tingley Daniel A | Method of making a reinforcement panel sheet |
| EP1063081A2 (en) * | 1999-06-23 | 2000-12-27 | Thomas GmbH + Co. Technik + Innovation KG | Profile, its use and method for its manufacture |
| EP1342623A1 (en) * | 2002-03-08 | 2003-09-10 | N.V. Bekaert S.A. | Reinforced impact beam |
-
2011
- 2011-12-22 FR FR1162267A patent/FR2984794A1/en not_active Withdrawn
Patent Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3895896A (en) * | 1972-11-03 | 1975-07-22 | Pultrusions Corp | Apparatus for pultruding hollow objects |
| WO1999042676A1 (en) * | 1998-02-20 | 1999-08-26 | Tingley Daniel A | Method of making a reinforcement panel sheet |
| EP1063081A2 (en) * | 1999-06-23 | 2000-12-27 | Thomas GmbH + Co. Technik + Innovation KG | Profile, its use and method for its manufacture |
| EP1342623A1 (en) * | 2002-03-08 | 2003-09-10 | N.V. Bekaert S.A. | Reinforced impact beam |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US20150321429A1 (en) * | 2014-05-09 | 2015-11-12 | Airbus Operations (S.A.S.) | Method for manufacturing a part made of composite material for an aircraft structure by pultrusion and cocuring |
| US9796142B2 (en) * | 2014-05-09 | 2017-10-24 | Airbus Operations (S.A.S.) | Method for manufacturing a part made of composite material for an aircraft structure by pultrusion and cocuring |
| WO2017157640A1 (en) * | 2016-03-18 | 2017-09-21 | Schunk Kohlenstofftechnik Gmbh | Fibre composite component and method for production |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| EP2445705A2 (en) | Method for manufacturing composite connecting rods, and connecting rods produced according to the method | |
| EP2906411B1 (en) | Production method of a one piece connecting rod | |
| EP2596255B1 (en) | Aircraft comprising a link rod one part of which is made of composite | |
| EP2715145B1 (en) | Method for reinforcing a mechanical component | |
| CA2913030A1 (en) | Rotor disk blade with friction-held root, rotor disk, turbomachine and associated assembly method | |
| WO2016062952A1 (en) | Assembly of two parts by a mechanical anchoring element, one of which is made of a composite material | |
| EP1798429B1 (en) | Composite material tube rod and manufacturing method of such rod | |
| FR2930477A1 (en) | AMORTIZING PROTECTIVE SKIN OF COMPOSITE COMPONENTS | |
| FR2984794A1 (en) | Method for manufacturing composite material part for aircraft, involves integrating protecting portion in extension part of another protection portion, which is simultaneously realized with former portion in single manufacturing device | |
| CA2879924A1 (en) | Structural part made of a composite material, such as a rail for a slidable cowl of a thrust reverser of an aircraft engine nacelle | |
| WO2020021199A1 (en) | Turbine blade having a structural reinforcement with enhanced adherence | |
| EP2264324A1 (en) | Method of manufacture of a linkage for aeronautical construction | |
| EP2576192B1 (en) | Fibrous structure forming a flange and a counter-flange | |
| FR2984795A1 (en) | Method for manufacturing composite material part for aircraft, involves forming outer shell, and defining initial mechanical impact by energy required for appearance of visually detectable defect on body and outer shell | |
| EP3670221B1 (en) | Sub-assembly of a motor vehicle comprising a tailgate lining and an interfacing element for a locking zone of the tailgate | |
| WO2021122660A1 (en) | Intermediate deformation layer with adjustable macroscopic stiffness for bonded assembly | |
| FR3011875A1 (en) | ASYMMETRIC PROFILE TURBINE TURBINE | |
| EP1784301B1 (en) | Plastic material that can be used, in particular, for producing motor vehicle floor pans, and motor vehicle floor pan made with such a material | |
| FR3028882A1 (en) | METHOD OF MAKING A MULTI-LAYER ABRADABLE COATING WITH INTEGRATED TUBULAR STRUCTURE, AND ABRADABLE COATING OBTAINED BY SUCH A PROCESS | |
| CA2379812A1 (en) | Crash barrier for highway or the like comprising wooden fibre-reinforced rails | |
| WO2013136018A1 (en) | Energy absorption buffer | |
| EP0077272B1 (en) | Fixation element with a screw-threaded hole | |
| FR3064228A1 (en) | BUMPER BEAM FOR MOTOR VEHICLE | |
| EP2089246B1 (en) | Motor vehicle opening panel comprising a weakened region | |
| FR3118793A1 (en) | Connecting rod between components of a motor vehicle, and associated method of manufacture |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| ST | Notification of lapse |
Effective date: 20160831 |