FR3042779A1 - Procede de reparation d'une structure d'aeronef a partir de plaques deformables - Google Patents

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Abstract

L'invention concerne un procédé de réparation d'une structure d'aéronef en matériau composite qui comprend une zone endommagée (10) présentant au moins une courbure. Le procédé comprend l'empilement d'au moins deux plaques en matériau composite (12, 14) qui possèdent chacune une épaisseur lui permettant d'être déformée manuellement, une première plaque (12) étant appliquée sur la zone endommagée et conformée manuellement de manière à épouser ladite au moins une courbure de la zone, une deuxième plaque (14) étant appliquée sur la première plaque (12) et conformée manuellement de manière à épouser la forme de la première plaque ainsi conformée. L'utilisation de plaques individuelles permet de courber celles-ci sans outil à la courbure souhaitée et l'empilement résultant procure la rigidité souhaitée.

Description

PROCEDE DE REPARATI ON D’UNE STRUCTURE D’AERONEF A PARTI R
DE PLAQUES DEFORMABLES
DOMAINE TECHNIQUE L’invention concerne un procédé de réparation d’une structure d’aéronef en matériau composite, un empilement de plaques obtenu par le procédé et une structure d’aéronef qui comprend un tel empilement.
ART ANTERIEUR
Certains aéronefs ont une structure qui est réalisée en matériau composite tel qu’un matériau composite en fibres de carbone. La structure peut comporter une ou plusieurs zones à simple ou double courbure qui sont endommagées suite à divers incidents (ex : enfoncement et éventuellement perforation de la ou des zones, rayure de celle(s)-ci...). L’utilisation d’une pièce (tôle) en alliage d’aluminium pour réparer une telle zone endommagée s’avère difficile et engendre un problème lié aux incompatibilités entre l’alliage d’aluminium et le matériau composite en termes de coefficients de dilatation thermique différentielle et de corrosion galvanique.
Il existe donc un besoin de réparer une telle zone endommagée de manière plus satisfaisante que dans l’art antérieur exposé ci-dessus.
RESUME DE L’INVENTION
La présente invention a ainsi pour objet un procédé de réparation d’une structure d’aéronef en matériau composite qui comprend une zone endommagée présentant au moins une courbure, caractérisé en ce que le procédé comprend l’empilement d’au moins deux plaques en matériau composite qui possèdent chacune une épaisseur lui permettant d’être déformée manuellement, une première plaque étant appliquée sur la zone endommagée et conformée manuellement de manière à épouser ladite au moins une courbure de la zone, une deuxième plaque étant appliquée sur la première plaque et conformée manuellement de manière à épouser la forme de la première plaque ainsi conformée. L’utilisation de plaques séparées planes (c’est-à-dire sans courbure initiale) ou non, polymérisées ou non, et la mise en forme de chaque plaque individuellement permet, en raison de son épaisseur adaptée à la déformation manuelle (cette épaisseur est inférieure à l’épaisseur totale de l’empilement de plaques), d’être conformée (ex : courbée) manuellement in situ et donc de s’adapter à la ou aux courbures de la zone endommagée. Au contraire, dans l’art antérieur il n’était pas possible de mettre en forme une pièce unique dont l’épaisseur correspond à la somme des épaisseurs des différentes plaques constitutives de l’empilement précité.
Selon d’autres caractéristiques possibles, prises isolément ou en combinaison l’une avec l’autre : -une ou plusieurs autres plaques en matériau composite qui possèdent chacune une épaisseur lui permettant d’être déformée manuellement sont successivement appliquées une par une l’une au dessus de l’autre en les conformant chacune manuellement de manière à épouser la forme de la plaque située en dessous et qui a été préalablement conformée ; -les plaques empilées successivement les unes au dessus des autres ont chacune des dimensions (largeur et longueur) qui sont inférieures aux dimensions de la plaque située en dessous de manière à former un empilement de plaques en gradins ; -l’épaisseur de chaque plaque de l’empilement qui est telle que ladite plaque doit pouvoir être déformée manuellement est choisie en fonction de l’orientation des plis du matériau composite et de leur nombre ; -les plaques de l’empilement possèdent des plis dont les orientations correspondent au moins aux orientations principales des plis du matériau composite de la zone endommagée ; -la somme des épaisseurs des différentes plaques de l’empilement est au moins égale à l’épaisseur de la zone endommagée ; -le procédé comporte une étape de mise en place de fixations provisoires afin de fixer provisoirement les plaques de l’empilement les unes aux autres et à la zone endommagée de la structure d’aéronef durant l’empilage ; -le procédé comporte une étape de mise en place de fixations définitives afin de fixer définitivement les plaques de l’empilement les unes aux autres et à la zone endommagée de la structure d’aéronef après l’empilage ; -le matériau composite des plaques avant empilage est polymérisé ; -le matériau composite est en fibres de carbone ; -la zone endommagée présente une courbure simple ou une double courbure et chaque plaque de l’empilement est conformée manuellement et individuellement de manière à adopter la courbure simple ou la double courbure de la zone endommagée. L’invention a également pour objet, selon un autre aspect, un empilement de plaques, caractérisé en ce que l’empilement de plaques formé d’au moins deux plaques en matériau composite qui sont conformées à ladite au moins une courbure de la zone endommagée est obtenu par le procédé brièvement exposé ci-dessus. L’invention a également pour objet, selon encore un autre aspect, une structure d’aéronef en matériau composite comprenant une zone endommagée présentant au moins une courbure, caractérisé en ce que la structure d’aéronef comprend, au droit de la zone endommagée, un empilement de plaques tel que brièvement exposé ci-dessus.
BREVE DESCRIPTION DES FIGURES D’autres caractéristiques et avantages apparaîtront au cours de la description qui va suivre, donnée uniquement à titre d’exemple non limitatif et faite en référence aux dessins annexés, sur lesquels : -les figures 1a, 1b, 1c sont des vues en coupes illustrant différentes étapes successives d’un procédé selon un mode de réalisation de l’invention conduisant à un empilement de plaques selon un premier mode de réalisation de l’invention ; -la figure 2 est un organigramme illustrant différentes étapes successives d’un procédé selon un mode de réalisation de l’invention ; -la figure 3a est une vue en coupe illustrant un empilement de plaques selon un deuxième mode de réalisation de l’invention et qui a été mis en place selon le procédé décrit en référence aux figures 1a-c et 2; -la figure 3b est une vue de dessus de l’empilement de plaques de la figure 3a ; -les figures 3c et 3d sont des vues comparatives illustrant la réduction des moments de flexion secondaires générés dans un empilement de plaques (fig. 3d) par comparaison avec une plaque épaisse (fig.3c); -les figures 3e et 3f sont des vues comparatives illustrant l’aptitude au formage améliorée d’un empilement de plaques (fig.3f) par comparaison avec une plaque épaisse (fig.3e) ; -la figure 4 est une vue schématique partielle en section transversale d’une paroi d’une structure d’un aéronef intégrant un empilement de plaques qui a été mis en place par l’intermédiaire d’un procédé selon un mode de réalisation de l’invention ; -les figures 5 et 6 représentent des vues en perspective de différentes parties de structure d’un aéronef respectivement à simple et à double courbure sur lesquelles des zones endommagées peuvent être réparées par l’intermédiaire d’un procédé selon un mode de réalisation de l’invention.
DESCRIPTION DETAILLEE
La description qui suit concerne la réparation d’une zone endommagée d’une structure en matériau composite d’aéronef telle qu’un fuselage ou une voilure d’aéronef.
Les figures 1a-c illustrent schématiquement suivant des vues en coupe des étapes successives d’un procédé de réparation d’une zone endommagée 10 d’une telle structure selon un mode de réalisation de l’invention. Ce procédé est illustré sur la figure 2 sous la forme d’un organigramme qui comporte plusieurs étapes.
La figure 1a illustre une zone endommagée de la structure qui comprend une ouverture centrale 10c délimitée extérieurement par un bord périphérique. Sur la figure 1a seules deux parties opposéeslOa, 10b du bord périphérique sont visibles. Les deux autres parties opposées adjacentes du même bord ne sont pas visibles sur la figure. La zone 10 a été préalablement nettoyée, les plis endommagés ont été retirés ou une découpe a été pratiquée dans la zone endommagée (étape S1).
La zone endommagée représentée présente une courbure autour d’un axe perpendiculaire au plan de la figure et peut également présenter une autre courbure perpendiculaire à la première courbure (double courbure). La zone endommagée est par exemple un revêtement tel qu’une peau d’aéronef.
Le procédé utilise un ensemble de plaques en matériau composite qui dans cet exemple sont planes et possèdent chacune deux dimensions (longueur et largeur qui peuvent être identiques) et, perpendiculairement à celles-ci, une épaisseur permettant à chaque plaque d’être déformée manuellement, en particulier d’être courbée manuellement afin d’épouser la courbure ou les courbures (en cas de double courbure ou de géométrie plus complexe) de la zone à réparer. Un minimum de deux plaques est nécessaire pour réaliser un empilement de plaques permettant de réparer la zone avec l’épaisseur voulue. Une seule plaque de l’épaisseur totale voulue pour réparer la zone ne serait en effet pas suffisamment déformable pour épouser la forme souhaitée qui est celle de la zone à réparer. En outre, l’empilement de plusieurs plaques permet d’améliorer le transfert d’efforts mécaniques par rapport à une seule plaque épaisse.
On notera que la somme des épaisseurs des différentes plaques de l’empilement est au moins égale à l’épaisseur de la zone endommagée. Chaque plaque de l’empilement est ainsi considérée comme mince par rapport à l’épaisseur de la zone endommagée, c’est-à-dire que chaque plaque a une épaisseur inférieure à l’épaisseur de la zone endommagée. Plus la zone endommagée est épaisse plus l’utilisation d’un empilement de plaques est avantageux, tant sur le plan du formage que sur celui du transfert d’efforts.
Les plaques sont chacune en matériau composite qui ici est déjà polymérisé. Ceci permet de stocker facilement et longtemps les plaques en attendant de les utiliser sans avoir à se préoccuper d’un quelconque délai de péremption.
La planéité des plaques avant leur formage (aucune courbure avant le formage) facilite le stockage des plaques mais la planéité est toutefois optionnelle. En effet, les plaques peuvent être courbes avant même d’être appliquées sur la zone endommagée. L’épaisseur de chaque plaque (l’épaisseur n’est pas nécessairement la même pour toutes les plaques de l’ensemble de plaques) qui doit être déformable manuellement est notamment déterminée en fonction de l’orientation des plis du matériau composite constitutif de la plaque et du nombre de plis. Si les plaques ne sont pas orientées, elles sont homogènes (drapage homogène) et le nombre de plis est le même dans toutes les directions. Toutefois, le drapage peut être différent d’une plaque à l’autre. Les plis du matériau composite constitutif de la zone à réparer ont généralement une ou plusieurs orientations ou directions principales). Une orientation principale est une orientation suivant laquelle le plus grand nombre de plis sont orientés dans le matériau composite. L’orientation du matériau composite est choisie en fonction du type d’efforts à transmettre via le matériau composite (ex : orientation à +/- 45° pour les efforts en cisaillement ou à 0 ou 180° pour des efforts longitudinaux, c’est-à-dire des efforts qui s’appliquent suivant la direction longitudinale de l’aéronef). Ainsi, les plis des plaques de l’empilement doivent avoir des orientations qui correspondent au moins à l’orientation ou aux orientations principales de la zone à réparer afin de permettre le transfert d’un maximum d’efforts suivant cette ou ces orientations. Si toutefois cela s’avère possible les plaques de l’empilement sont homogènes afin de faciliter le stockage des plaques (planes) avant empilement.
Il convient de noter que l’épaisseur des plaques dépend également de la ou des courbures de la zone qui doivent être respectées.
Le procédé de réparation de la zone à réparer 10 comprend une deuxième étape S2 (fig. 2) au cours de laquelle on réalise des trous de fixation provisoires sur les plaques 12, 14 à empiler en dehors de l’aéronef par exemple sur un établi. Ces trous provisoires sont par exemple réalisés par perçage en empilant les plaques l’une au-dessus de l’autre de la même manière que lorsqu’elles seront empilées sur la zone à réparer. Dans l’exemple illustré les plaques sont planes.
Au cours d’une étape suivante S3 on positionne au-dessus de la zone 10 une première plaque 12 qui est conforme à ce qui a été expliqué supra (fig. 1a). La plaque possède des dimensions supérieures à celles de la zone 10 afin de couvrir l’ouverture 10c et de recouvrir le ou les bords périphériques 10a, 10b bordant celle-ci. Le recouvrement ou débordement de la plaque sur les bords de la zone à réparer dépend de l’importance des efforts à transférer. Lors de cette étape S3 on applique la plaque sur la zone 10 et on conforme la plaque manuellement, notamment au niveau de ses bords, en exerçant une pression manuelle dessus afin qu’elle adopte précisément la ou les courbures externes de la zone 10 pour obtenir le résultat de la figure 1b.
Lors d’une étape suivante S4 la plaque 12 courbée est en appui sur les bords de la zone 10. Des trous de fixation provisoires sont pratiqués sur les bords de la zone 10 en correspondance avec les trous de fixation provisoires de la plaque 1 2.
La plaque est retirée, la zone est nettoyée et de la colle est appliquée sur les bords ou parties de la plaque 12 destinés à être en appui sur les bords de la zone 10. La plaque est ensuite appliquée sur la zone à réparer en prenant appui sur les bords de la zone 10 (étape S5). Des fixations mécaniques provisoires sont ensuite mises en place dans les trous de fixation provisoires de la plaque et de la zone 10 afin d’assurer la tenue mécanique de la plaque sur la zone (étape S6).
Une étape S7 de chauffage de la colle est réalisée, par exemple à l’aide d’un moyen de chauffage telle qu’une couverture chauffante disposée sur la plaque fixée sur la zone 10.
Après cuisson de la colle (par exemple 2h à 60°C) le moyen de chauffage utilisé est retiré.
Au cours d’une étape S8 on positionne au dessus de la zone à réparer 10 recouverte de la première plaque 12 (fig. 1b) une deuxième plaque plane 14 conformément à ce qui a été décrit ci-dessus pour la première plaque 12. Cette deuxième plaque 14 positionnée au dessus de la première plaque 12 est ensuite appliquée sur la première plaque 12 de la figure 1b et conformée manuellement comme expliqué supra (étape S3) afin d’épouser la ou les courbures externes de la première plaque 12. Il faut que la somme des épaisseurs des plaques 12 et 14 corresponde au moins à l’épaisseur de la partie manquante de la zone à réparer. L’épaisseur de la partie manquante est obtenue par des plans et des documents de maintenance ou par des outils qui permettent de déterminer l’épaisseur de la surface endommagée, par exemple en effectuant une ou des mesures.
Des trous de fixation provisoires sont pratiqués sur les bords de la zone 10 en correspondance avec les trous de fixation provisoires des plaques 12 et 14 (étape S9).
La plaque 14 est retirée, la zone est nettoyée et de la colle est appliquée sur la plaque 14 destinée à être en appui sur la plaque 12. La plaque 14 est ensuite de nouveau appliquée sur la plaque 12 (étape S10). Des fixations mécaniques provisoires sont ensuite mises en place dans les trous de fixation provisoires des plaques et de la zone 10 afin d’assurer la tenue mécanique de la plaque 14 sur la plaque 12 et la zone 10 (étape S11 ).
Une étape S12 de chauffage de la colle est réalisée, par exemple à l’aide d’un moyen de chauffage telle qu’une couverture chauffante disposée sur la plaque 14 fixée sur la zone 10.
Après cuisson de la colle le moyen de chauffage utilisé est retiré, les fixations mécaniques provisoires sont retirées et des fixations mécaniques définitives sont mises en place entre les plaques et la zone 10 (étape S13).
Le résultat des étapes ci-dessus est illustré sur la figure 1c sous la forme d’un empilement de deux plaques 12, 14 conformées à la ou aux courbures de la zone endommagée 10 (premier mode de réalisation). On notera qu’une ou plusieurs autres plaques peuvent être empilées successivement au dessus des plaques 12 et 14 en procédant de la même manière que pour ces dernières.
Lorsque l’empilement a été formé tel que décrit ci-dessus, une plaque ou grille de cuivre ECF est installée sur l’empilement (connue en terminologie anglo-saxonne sous le terme de « Expanded Copper Foil ») afin d’assurer la fonction de continuité foudre dans la peau de l’aéronef (étape S14). De la colle est appliquée et un séchage sous vide est effectué au cours de l’étape S15 (ex : chauffage sous vide dans un sac à vide et en utilisant un séchoir de type sèche-cheveux pendant 2h30 à 120°C).
Un avantage d’un empilement d’au moins deux plaques (plaques 12 et 14 et éventuellement d’autres plaques) est que chaque plaque est facile à mettre en forme individuellement sans outil, là où une plaque de plus grande épaisseur serait difficile, voire impossible à déformer sans outil. Il est ainsi possible de réparer la zone endommagée 10 sur l’aéronef alors que celui-ci est dans un aéroport où les moyens techniques peuvent être limités. A titre d’exemple, dans un aéroport il peut être difficile d’avoir à usiner une pièce pour effectuer des réparations. Le procédé selon le mode de réalisation précité et ses variantes ainsi que selon le ou les modes de réalisation ci-dessous et leurs variantes est facile à mettre en œuvre dans un environnement où les moyens techniques sont limités. L’empilement de plaques ainsi constitué permet d’obtenir la rigidité mécanique souhaitée pour la zone à réparer. A titre d’exemple, le matériau composite utilisé pour les plaques est en fibres de carbone comme pour la zone à réparer de la structure de l’aéronef. Toutefois d’autres matériaux composites sont envisageables pour les plaques même si le matériau composite de la zone à réparer est différent. L’épaisseur de chaque plaque dans cet exemple est de 1,2 mm.
La figure 3a (deuxième mode de réalisation) illustre un empilement de plaques planes en matériau composite polymérisé 20, 22, 24 conformées à la ou aux courbures de la zone endommagée 10 comme expliqué ci-dessus. L’épaisseur de chaque plaque est définie suivant les mêmes règles que pour les plaques 12 et 14. Les épaisseurs des plaques peuvent être ou non identiques entre elles comme pour le premier mode de réalisation.
Toutefois, les plaques 20, 22, 24 empilées successivement les unes au dessus des autres n’ont pas les mêmes dimensions (largeur et longueur). En effet, chaque plaque supérieure disposée au dessus d’une plaque inférieure possède des dimensions réduites (en largeur et en longueur) par rapport à celles de la plaque inférieure de manière à former une structure empilée en gradins ou structure pyramidale. Une telle structure pyramidale est illustrée en vue de dessus sur la figure 3b.
Des fixations mécaniques 26a, 26b, 26c, 26d, 26e, 26f assemblent mécaniquement suivant des lignes de fixation, et de manière respective, la première plaque 20 avec la zone 10, la deuxième plaque 22 avec la première plaque 20 et la zone 10, la troisième plaque 24 avec la deuxième plaque 22, la première plaque 20 et la zone 10.
Trois plaques ont été représentées à titre d’exemple mais un empilement de deux plaques est également envisageable selon les besoins.
Un avantage d’un empilement d’au moins deux plaques structuré en gradins est qu’un tel empilement est moins sujet à la flexion secondaire dans la mesure où le déplacement des fibres neutres de chaque plaque est réduit par rapport au déplacement des fibres neutres d’une plaque plus épaisse. Ainsi, les fixations mécaniques 26a, 26b, 26c, 26d, 26e, 26f de la figure 3a sont moins sollicitées mécaniquement en flexion.
Ceci est illustré par les figures 3c et 3d qui sont des vues schématiques comparatives entre une plaque épaisse (fig.3c) et l’empilement de plaques d’épaisseurs réduites de la figure 3a (fig.3d). Les flèches illustrent les moments de flexion secondaires passant par les fibres neutres et l’épaisseur des flèches traduit l’intensité du moment de flexion secondaire. L’empilement de plaques est donc plus robuste mécaniquement et améliore la mise en charge.
Un tel empilement conserve en outre les mêmes avantages que ceux décrits en référence au premier mode de la figure 1c en termes de déformabilité, de facilité de mise en place....
Les figures 3e et 3f sont des vues schématiques comparatives entre une plaque épaisse (fig.3e) et l’empilement de plaques d’épaisseurs réduites de la figure 3a (fig.3f). Cette comparaison illustre l’effort mécanique plus important qui doit être appliqué à une plaque épaisse pour la déformer par rapport aux efforts à appliquer pour déformer chaque plaque d’épaisseur réduite de l’empilement.
Un tel empilement ne nécessite aucun usinage, évitant ainsi aux compagnies aériennes d’avoir besoin d’unités de fabrication adaptées dans les aéroports, là où de telles réparations doivent intervenir. De plus, un tel usinage s’avère onéreux.
La figure 4 illustre en section transversale une partie d’une paroi (fuselage) d’une structure d’un aéronef. Un empilement 32 de plaques conformes à l’un des modes de réalisation précédents (ou avec un nombre de plaques différent, d’épaisseurs identiques ou différentes, du même matériau ou non...) a été appliqué sur une zone à réparer 34. La zone comporte sur la face interne de la paroi une lisse 36. Différents dommages ont pu survenir sur cette paroi : par exemple la peau de l’aéronef et/ou la lisse ont pu être endommagées. La lisse peut alors être remplacée ou réparée. Dans l’exemple illustré, la zone 34 de la peau a été réparée afin de pouvoir résister aux efforts mécaniques qui transitent par la lisse 36.
Deux ensembles de fixations 38a, 38b ont été utilisées par exemple pour fixer, suivant des lignes de fixation, l'empilement/l'assemblage 32 à la zone et, pour certaines, à la lisse.
Les figures 5 et 6 représentent, vues en perspective de l’intérieur, différentes parties de structures d’un aéronef auxquelles le procédé selon les modes de réalisation décrits ci-dessus peut s’appliquer. Ces parties de structures possèdent, pour l’une 40, une simple courbure autour d’un axe longitudinal A1 (une telle courbure se rencontre par exemple dans la zone centrale cylindrique d’un aéronef), et pour l’autre 42, une double courbure à la fois autour d’un axe longitudinal A1 et d’un axe transversal A2 (une telle courbure se rencontre par exemple dans les pointes avant et arrière d’un aéronef).
On notera que les structures à réparer selon le procédé décrit ci-dessus peuvent être très variées. Ainsi, les réparations peuvent porter sur des cadres, des poutres...
Le procédé décrit plus haut qui permet d’obtenir notamment les empilements de plaques des figures 1c et 3 peut être mis en œuvre sans difficulté excessive sur le terrain, avec des moyens simples, par des opérateurs moyennement qualifiés et dans un temps relativement court.
Par ailleurs, l’utilisation de plaques en matériau composite pour réparer une structure d’aéronef en matériau composite ne génère pas de phénomène de corrosion galvanique, ni de phénomène de dilatation thermique différentielle.
Le procédé de réparation utilisé ne perturbe pas la zone environnant la zone à réparer.

Claims (12)

  1. REVENDICATIONS
    1. Procédé de réparation d’une structure d’aéronef en matériau composite qui comprend une zone endommagée (10) présentant au moins une courbure, caractérisé en ce que le procédé comprend l’empilement d’au moins deux plaques en matériau composite (12, 14; 20, 22, 24) qui possèdent chacune une épaisseur lui permettant d’être déformée manuellement, une première plaque (12; 20) étant appliquée sur la zone endommagée et conformée manuellement de manière à épouser ladite au moins une courbure de la zone, une deuxième plaque (14 ; 22) étant appliquée sur la première plaque (12 ; 20) et conformée manuellement de manière à épouser la forme de la première plaque ainsi conformée.
  2. 2. Procédé selon la revendication 1, caractérisé en ce qu’une ou plusieurs autres plaques (24) en matériau composite qui possèdent chacune une épaisseur lui permettant d’être déformée manuellement sont successivement appliquées une par une l’une au dessus de l’autre en les conformant chacune manuellement de manière à épouser la forme de la plaque située en dessous et qui a été préalablement conformée.
  3. 3. Procédé selon la revendication 1 ou 2, caractérisé en ce que les plaques (20, 22, 24) empilées successivement les unes au dessus des autres ont chacune des dimensions (largeur et longueur) qui sont inférieures aux dimensions de la plaque située en dessous de manière à former un empilement de plaques en gradins.
  4. 4. Procédé selon l’une des revendications 1 à 3, caractérisé en ce que l’épaisseur de chaque plaque de l’empilement qui est telle que ladite plaque doit pouvoir être déformée manuellement est choisie en fonction de l’orientation des plis du matériau composite et de leur nombre.
  5. 5. Procédé selon l’une des revendications 1 à 4, caractérisé en ce que les plaques de l’empilement possèdent des plis dont les orientations correspondent au moins aux orientations principales des plis du matériau composite de la zone endommagée.
  6. 6. Procédé selon l’une des revendications 1 à 5, caractérisé en ce que la somme des épaisseurs des différentes plaques de l’empilement est au moins égale à l’épaisseur de la zone endommagée.
  7. 7. Procédé selon l’une des revendications 1 à 6, caractérisé en ce qu’il comporte une étape de mise en place de fixations provisoires afin de fixer provisoirement les plaques de l’empilement les unes aux autres et à la zone endommagée de la structure d’aéronef durant l’empilage.
  8. 8. Procédé selon la revendication 7, caractérisé en ce qu’il comporte une étape de mise en place de fixations définitives afin de fixer définitivement les plaques de l’empilement les unes aux autres et à la zone endommagée de la structure d’aéronef après l’empilage.
  9. 9. Procédé selon l’une des revendications 1 à 8, caractérisé en ce que le matériau composite des plaques avant empilage est polymérisé.
  10. 10. Procédé selon l’une des revendications 1 à 9, caractérisé en ce que la zone endommagée présente une courbure simple ou une double courbure et chaque plaque de l’empilement est conformée manuellement et individuellement de manière à adopter la courbure simple ou la double courbure de la zone endommagée.
  11. 11. Empilement de plaques, caractérisé en ce que l’empilement de plaques formé d’au moins deux plaques en matériau composite qui sont conformées à ladite au moins une courbure de la zone endommagée est obtenu par le procédé selon l’une des revendications 1 à 10.
  12. 12. Structure d’aéronef en matériau composite comprenant une zone endommagée (10) présentant au moins une courbure, caractérisé en ce que la structure d’aéronef comprend, au droit de la zone endommagée, un empilement de plaques selon la revendication 11.
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