Soutenance mémoire
Historique des réparations composites aéronautiques
Il existe deux manières d’aborder la recherche sur les moyens de réparation. D’une part, il y a l’approche industrielle qui se concentre sur la réalisation de solutions opérationnelles. Cette démarche correspond historiquement au développement de solutions pour l’aviation militaire. La fin des années 70 et le début des années 80 représentent le mieux ce déploiement d’efforts pour la réparation avec l’établissement des principales techniques de réparation. D’autre part, une démarche plus « scientifique » a vu le jour plus tardivement avec la volonté de comprendre les phénomènes physiques afin d’anticiper les endommagements et de proposer des structures et des réparations optimisées. Les premiers travaux connus concernant les réparations des composites sont dus à R. Jones & al. en 1979 [Jones, 1979], qui proposent une réparation grâce au collage d’un patch composite sur les fissures observées sur structures métalliques. D’après Baker & al., la DSTO (Defence Science and Technology Organisation) australienne a mené des recherches sur ces réparations depuis le début des années 70 ([Baker, 1984] [Baker, 2002]). Ils soulèvent un certain nombre de problèmes que pose ce type de réparation comme la taille des patchs, la forme des patchs, l’épaisseur de la colle, la qualité de la colle, du collage, la préparation des surfaces, etc. Ces études pointues et onéreuses n’auraient pu être menées sans le concours des institutions gouvernementales et ainsi, les premiers domaines d’utilisations des composites ont surtout été développés pour des applications militaires. De nombreux travaux de recherche ont également été effectués par la NASA, les armées américaines, australiennes, israéliennes et françaises.
La NASA propose d’ailleurs en 1982 un des premiers rapports sur la réparation des structures à base de carbone/polyimide [Deaton, 1982]. En 1984, la NASA publie de nouveau un large volume sur la réparation des composites [Jones, 1984], allant plus loin dans la recherche, tout comme la DSTO [Baker, 1988]. Les thèmes de l’angle de la réparation pour les patchs, l’efficacité des patchs, les méthodes de contrôle non destructif du dommage (CND), les processus de réparation sur des structures monolithiques, sandwichs et plaques raidies y sont abordés en détails. Cependant, les techniques abordées bien qu’optimisées, ne permettaient pas de garantir la complète réparation notamment vis-à-vis du test de compression, cas considéré comme un des plus critiques pour les matériaux composites.
Le groupe AGARD (Advisory Group for Aerospace Research & Development) récemment absorbé par RTO (Research & Technology Organisation) de l’OTAN en 1997, organise des conférences scientifiques spécialisées en matériaux composites entre 1980 et 2000 qui traitent en partie du problème des réparations composites. Le contexte historique aéronautique avec une large proportion de structures métalliques explique la grande part d’études dédiées à la réparation par « patch composites » sur structures métalliques.
Cependant, les problématiques actuelles et l’augmentation de la quantité de matériaux composites dans les structures aéronautiques, orientent les recherches vers la réparation de structures composites. La réparation par patch est la méthode la plus employée. En revanche, malgré les efforts de nombreuses équipes de recherche, ce type de réparation n’est pas certifié sur les structures primaires aéronautiques [Begue, 2007],[Rouchon, 2007]. La principale cause de cet échec, repose sur la difficulté de garantir la durée de vie de la qualité du collage. L’utilisation de cette technique est ainsi très développée, mais la confiance dans ce type de réparation n’est pas absolue.
Point sur les endommagements des composites
Origine des dommages rencontrés en aéronautique
Nous le voyons au quotidien, les matériaux composites sont présents dans beaucoup de domaines d’activités. Cependant l’aéronautique a été un secteur précurseur pour ces matériaux et a ouvert beaucoup de voies dans le domaine des réparations notamment. Ces avancées expliquent l’utilisation de statistiques et de résultats, essentiellement issus de l’industrie aéronautique et plus particulièrement de la phase d’exploitation des appareils, dans ces travaux. Les exigences de certification des aéronefs, ont permis d’étudier avec une grande rigueur les origines des dommages, leur fréquence d’occurrence, le suivi de ces dommages et la mise au point de moyens de réparations. Grâce à Airbus et à nos différents partenaires, il apparaît que la plus grande partie des dommages survient lors des phases de maintenance ou d’escale au sol .
Il est raisonnable de penser que dans le domaine militaire, où les matériaux composites sont utilisés depuis plus longtemps, ces proportions restent similaires. Cependant, ces structures possédant plus de matériaux composites, et les aéronefs étant poussés à leurs limites, les réparations sont plus fréquentes. Ces considérations expliquent qu’historiquement, un grand nombre d’études soit financé par des agences militaires. Savoir pendant quelle phase de la vie de l’avion les dommages sont les plus rencontrés est intéressant afin de réduire leur occurrence, mais il faut également savoir quelle est la nature de ces dommages pour proposer des structures plus résistantes ou bien adapter les réparations composites.
Les différents types de dommages
Les dommages en aéronautique
D’après nos partenaires industriels, fabricants et utilisateurs de composites, les étapes de fabrication et d’assemblage sont des étapes critiques de la vie des pièces composites. Malheureusement, en général pour des raisons de confidentialité, les statistiques concernant les dommages rencontrés pendant ces phases ne sont pas disponibles. Ce qui est généralement admis, en revanche, c’est la sensibilité des composites aux délaminages pendant les phases d’usinage ou lors de chocs avec des outils ou d’autres pièces des assemblages. Si l’on s’intéresse plus largement aux endommagements que l’on retrouve sur pièces composites, on retrouve plusieurs scénarios d’endommagements liés à la complexité de ces matériaux .
Ces différentes situations, sont très variées comparées aux dommages que l’on peut trouver sur les matériaux métalliques. En revanche, selon les statistiques présentées par Airbus , on observe que plus de 50 % des dommages sont liés à des sollicitations d’impacts. Afin de compléter ces informations, la localisation des dommages sur les appareils permet de savoir quel type de structure est soumis à ces sollicitations. Comme le montre la répartition des réparations qui ont été rapportées par Airbus , on observe que 85 % des dommages réparés se trouvent sur le fuselage et plus particulièrement, la peau du fuselage et les panneaux autour des portes (le karman et le radôme étant exclus de ces statistiques). Avec l’arrivée des avions dont le fuselage est principalement constitué de matériaux composites, le remplacement de tronçons ou de panneaux semble difficile à concevoir d’un point de vue économique. La réparation est alors essentielle.
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Table des matières
Introduction
Chapitre I. Présentation Générale : Du dommage à la réparation
1. Introduction
2. Historique des réparations composites aéronautiques
3. Point sur les endommagements des composites
3.1. Origine des dommages rencontrés en aéronautique
3.2. Les différents types de dommages
3.2.1. Les dommages en aéronautique
3.2.2. Les mécanismes d’endommagement des composites
3.2.3. Le dommage d’impact sur composite stratifié
3.3. Les moyens de détection des dommages
3.3.1. Méthodes de contrôles destructifs
3.3.2. Méthodes de contrôles non destructifs
3.4. Synthèse sur l’évolution des solutions au problème d’impact
4. Présentation des réparations aéronautiques
4.1. Réparations cosmétiques
4.1.1. Les porosités surfaciques ou rayures
4.1.2. Indentations légères
4.1.3. Délaminages en bord de stratifié
4.1.4. Délaminages en bord de trous
4.2. Réparations structurales
4.2.1. Réparation par rivetage/boulonnage
4.2.2. Réparation par patch
4.3. Pistes pour de nouveaux types de réparation
4.3.1. Réparation par rivetage/collage
4.3.2. Réparation par « saignement »
4.3.3. Réparation par injection
5. Conclusion
Chapitre II. Méthode de réparation par infiltration
1. Introduction
2. Principe du procédé de réparation proposé
3. Modèle Analytique de l’infiltration
3.1. Description des phénomènes physiques en jeu
3.1.1. La mouillabilité
3.1.2. La viscosité
3.2. Etude de l’influence des paramètres matériaux
3.2.1. Influence de la viscosité
3.2.2. Influence de la géométrie du dommage et des paramètres de mouillabilité
4. Identification des paramètres matériaux
4.1. Les matériaux de l’étude
4.1.1. Le matériau de référence
4.1.2. La résine de réparation
4.2. Description du milieu à infiltrer
4.3. La mouillabilité
4.3.1. Angle de contact
4.3.2. Tensions de surface
4.4. Performance théorique du modèle d’infiltration
5. Mise en œuvre de la réparation par infiltration
5.1. Réalisation d’un dommage générique
5.1.1. L’impact faible énergie
5.1.2. Indentation quasi-statique
5.1.3. Bilan de l’endommagement généré par impact et indentation
5.2. Préparation avant réparation
5.3. Mise en place d’un banc d’essai
5.3.1. Essais d’infusion
5.3.2. Montage expérimental
5.4. Infiltration d’un dommage d’impact
5.4.1. Tests préliminaires
5.4.2. Réalisation de la réparation par infiltration sur un dommage type impact
6. Conclusion
Chapitre III. Caractérisation mécanique de l’interface réparée
1. Introduction
2. Matériaux de l’étude
2.1. Propriétés mécaniques
2.1.1. Le matériau de référence
2.1.2. Les matériaux pour la réparation
2.2. Fabrication des éprouvettes
2.2.1. Particularité des éprouvettes des essais de mode I et II
2.2.2. Cas des éprouvettes de traction rainurée
3. Essai en mode I
3.1. Essais préliminaires sur le matériau T700GC/M21
3.1.1. L’essai de clivage
3.1.2. Essai DCB « classique »
3.1.3. Bilan et choix de l’essai de mode I pour la caractérisation de la réparation
3.2. Tenue de la réparation en mode I
3.3. Bilan des essais de mode I
4. Essai en mode II
4.1. Dispositif expérimental
4.2. Traitement des essais
4.3. Résultats expérimentaux
5. Essai sur éprouvette représentative de la réparation
5.1. Un nouvel essai de mécanique de la rupture
5.2. Dispositif de traction rainurée
5.2.1. Montage et instrumentation
5.2.2. Protocole expérimental
5.3. Présentation de la méthode d’analyse
5.4. Résultats expérimentaux
5.4.1. Essai sur éprouvettes saines
5.4.2. Essai sur éprouvettes réparées
5.5. Bilan sur la traction rainurée
6. Conclusion sur la tenue de l’interface réparée
Chapitre IV. Analyse de la tenue structurale de la réparation
1. Introduction à la caractérisation structurale de la réparation
2. Sollicitation en compression
2.1. Dispositif expérimental de compression
2.1.1. Description
2.1.2. Instrumentation
2.2. Résultats
2.2.1. Essai de référence sur matériau sain et endommagé
2.2.2. Tenue de la réparation en compression
2.3. Modélisation d’éprouvettes saines et endommagées en compression
2.4. Bilan des essais de compression
3. Sollicitation en poinçonnement quasi-statique
3.1. Mise au point de l’essai de re-poinçonnement
3.2. Résultats
3.2.1. Essai de poinçonnement simple
3.2.2. Influence de la qualité de la résine de réparation
3.2.3. Influence de porosités dans la réparation
3.3. Bilan des essais de re-poinçonnement
4. Conclusion sur la tenue structurale de la réparation
Conclusions
