Plan - Ecole Mines de Douai

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ECOLE DES MINES DE DOUAI
COUILLAULT (Grégoire)
EL HOUSNI (Nordine)
ETUDE BIBLIOGRAPHIQUE
LES COMPOSITES A MATRICE METALLIQUE DANS L’AERONAUTIQUE ET
L’AEROSPATIALE
Promotion 2010
Année scolaire 2006-2007
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3
Table des matières
Résumé……………………………………………………………………………...…p.5
Abstract…………………………………………………………………………………p.7
Introduction…………………………………………………………………………….p.9
I) Les composites en général et les application des CMM dans l’aéronautique et
l’aérospatiale………………………………………………………………………….p.11
1.1) Définitions………………………………………………………...………p.12
a. Les composites…………………………………………………….p.12
b. Le renfort…………………………………………………....………p.12
c. La fibre……………………………………………………………..p.14
d. La matrice métallique……………………………………………..p.16
e. Les autres types de matrice……………………………………..p.17
1.2) Exemples de ces matériaux dans l’aéronautique et l’aérospatiale..p.19
II) Propriétés mécaniques et thermiques du CMM……………………………….p.25
2.1. Propriétés des composites à matrice aluminium à renfort discontinu..p.28
2.2 Propriétés des composites à matrice aluminium à renfort continu…..p.34
2.3 Propriétés du composite à matrice titane………………………………p.37
2.4 Propriétés des composites à matrice magnésium……………………p.40
4
2.5 Conclusion…………………………………………………………………p.40
III) Technologie de fabrication des matériaux composites à matrice métallique..p.41
3.1 Les composites corroyés : renfort discontinu…………………………..p.43
3.2 Les composites a matrice métallique pré imprégnés : renfort continu ..p.44
3.3 Les composites moulés ………………………………………………..…p.45
3.4 Conclusion……………………………………………...……………………p.46
Conclusion…………………………………………………….………………………..p.47
Références bibliographiques………………………………………………………….p.49
Glossaire…………………………………………………………………………………p.51
5
Résumé :
Les matériaux composites à matrice métallique sont composés de plusieurs
éléments ; ces éléments donnent aux matériaux de nouvelles propriétés.
L’aéronautique et l’aérospatiale sont arrivés à un niveau de technicité tel qu’il fallait
de nouveaux matériaux avec de nouvelles propriétés. Ils se retrouvent notamment
sur le F-16 (le train d’atterrissage, certaines parties du revêtement ou les ailerons
ventraux), sur l’Eurocopter, sur des pièces de moteur, sur le télescope Hubble, sur le
module Spartan ou encore dans la navette spatial Orbiter.
Les CMM ont de nouvelles propriétés comme : une meilleure tenue en température,
de meilleures propriétés mécaniques (permettant de plus un renfort localisé ou
unidirectionnel), une meilleure tenue au vieillissement et au feu, une meilleure
étanchéité aux gaz.
Cependant il y a plusieurs méthodes de fabrication, qui influent sur les propriétés. Il y
a des process qui n’acceptent que des renforts discontinus comme la refusion ou la
transformation, d’autres uniquement des renforts continus comme la pultrusion ou le
pressage à chaud, d’autres les deux comme le moulage-forgeage ou l’infiltration
gazeuse (qui de plus permettent un renfort localisé).
Mots matières :
- Composite à Matrice métallique
- Applications Aéronautique
- Applications Aérospatiale
- CMM
- Process
- Propriétés
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7
Abstract :
The metallic matrix composite materials are composed by several parts ; these
parts give new properties to the material. Aeronautic and aerospace have reach at
such level of technique that they need new materials with new properties. Some
pieces of airplane or spacecraft are in MMC, for example in the F-16 (the landing
gear, the covering of the fuel access trap, or the ventral fins), the Eurocopter, pieces
of the engines, the telescope Hubble, the module Spartan or the space shuttle
Orbiter.
MMCs have new properties as : a better heat and fire resistance, a better mechanical
behavior (the reinforcement could be spotted.), a longer fatigue life and less out
gassing problems.
There are several processes to fabric the MMCs, which influence the properties.
Some processes are used with discontinuous reinforcement like the refusion or the
transformation, others use only continuous reinforcement as the pultrusion and the
heat pressing, others can use the both type of reinforcement as the molding-forging
or the gas infiltration (which allow spotted reinforcement).
Keywords :
- Metal Matrix Composites
- Aeronautics Applications
- Aerospace Applications
- MMC
- Processes
- Properties
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9
Introduction
Le composite à matrice métallique est un matériau de pointe utilisé en aéronautique
et en aérospatiale, ce matériau se développe depuis les années 60-65. Bien que ce
matériau ait des propriétés mécaniques et thermiques remarquable avec un faible
poids, son prix est tout de même élevé : d’où son orientation vers l’aéronautique et
l’aérospatiale. Après avoir découvert des composites à matrice métallique avec des
fibres en céramique, les secteurs visés deviennent plus vastes, avec notamment des
utilisations par des industries automobile japonaises. Malgré cela, les premiers
secteurs utilisateurs sont l’aéronautique et l’aérospatiale.
Dans cette étude bibliographique, nous posons comme problématique : « Pourquoi
l’aéronautique et l’aérospatiale sont les premiers secteurs utilisateurs du composite à
matrice métallique et comment le fabriquer ? ». Pour cela, nous allons tout d’abord
parler du composite en général avec les renforts et les matrices et on rentrera
ensuite dans le vif du sujet en enchaînant les applications du CMM dans
l’aéronautique, les propriétés mécaniques et thermiques et on finira par parler des
différents procédés de fabrication de ce matériau.
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11
Partie I
LES COMPOSITES EN GENERAL ET LES APPLICATIONS
DE CMM L’AERONAUTIQUE ET L’AEROSPATIALE
12
1.1 Définitions
a) le matériau composite
Les matériaux composites sont, bien que le nom fasse penser à la haute
technologie, quelque chose de très ancien. Les premiers exemples sont : le torchis
(bois et terre+fibres), certains arcs (bois, tendon et corne), les katanas (acier et
carbone)... Plus récemment certains ont eu un grand impact dans notre vie
quotidienne : l'imperméable (caoutchouc et coton) ou encore le béton armé.
Nous en arrivons donc a une définition : le matériau composite est un assemblage
d'au moins deux matériaux non miscible mais qui peuvent adhérer l'un à l'autre.
Le matériau ainsi créé a de nouvelles propriétés par rapports aux divers matériaux le
composant.
Il est constitué de deux éléments : le renfort qui sert d'ossature et la matrice qui sert
de protection. Les matériaux composites ont beaucoup été développés au XXème
siècle et
ont envahis beaucoup de domaine,
notamment les transports,
l’aéronautique, l’aérospatiale, le génie civil ou encore les sports et les loisirs.
Ils permettent un gain de poids considérable par rapport aux matériaux
conventionnels tout en gardant des propriétés mécaniques similaires voir meilleures.
[5]
b) le renfort
Un renfort est un dispositif permettant d’assurer une meilleure tenue mécanique,
c’est-à-dire une bonne rigidité et une bonne résistance, et d’améliorer les propriétés
thermiques. Parmi ces renforts, que contient un matériau composite, on distingue les
fibres (les plus souvent employées), les particules (comme SiC, TiC, Al2O3…), les
billes pleines ou creuses, les fibrilles, les écailles, les whiskers… Ce renfort est un
élément nécessaire à la constitution du composite. [12]
Le composite à matrice métallique présente trois types de renforts, tout d’abord, nous
avons un renfort discontinu, un renfort dont toutes les dimensions sont très
inférieures à celle du composite, ensuite, il y a un renfort continu si au moins une
13
dimension est supérieure ou égale à celle du composite. Nous appelons un
composite à renforts hybrides si celui-ci contient des renforts continus et discontinus.
[7]
Nous voyons ici des images de renforts :
Morphologie des renforts continus
Morphologie des renforts discontinus [7]
14
Voici l’organigramme distinguant les renforts ci-dessous.
La géométrie du renfort est caractérisée par sa forme, sa taille et sa
concentration volumique mesurée par la fraction volumique. Nous pouvons affirmer
que les propriétés mécaniques dépendent de la répartition du renfort, par exemple,
une répartition uniforme assure l’homogénéité du matériau sinon la rupture serait
plus facile dans les zones pauvres en renforts. [12]
c) la fibre
Une fibre de renforcement est un matériau sous forme d’un filament fin possédant
une bonne résistance à la rupture et un module d’élasticité élevé, c’est-à-dire que la
longueur d’une fibre peut être étirée jusqu’à 10 000 fois sa longueur initiale.
15
L
r
10 000 L
r/100
Ces propriétés ne sont pas valables pour un matériau massique car si ce dernier et
la fibre sont de même longueur, le volume de la fibre est nettement inférieur à celui
du matériau massique, donc la probabilité de trouver un défaut important est d’autant
inférieur, d’où la forte amélioration de la résistance à la rupture de la fibre. Par
exemple, la fibre de verre est 100 fois plus résistante que le même verre de forme
massive. Parmi les fibres, nous distinguons les fibres naturelles et les fibres
chimiques. Voici l’organigramme ci-dessous classant les fibres :
16
Fibre
Fibres naturelles
Fibres chimiques
- Fibres d’origine végétale
- Fibres artificielles
(ex : lin, coton…)
(ex : viscose, acétate…)
- Fibres d’origine animale
- Fibres synthétiques
(ex : laine, soie…)
(ex : polyamides, polyesters…)
- Fibres d’origine minérale
(ex : verre, aluminium, cuivre…)
Nous ajoutons que les fibres peuvent être utilisées comme un renfort pour un
composite, car elles permettent d’assurer la tenue mécanique et de solidifier le
système. Mais la réaction du système dépend de la direction et du sens des efforts.
[1]
d) la matrice métallique
La matrice a pour fonction d’assurer la cohésion des renforts, de repartir les
efforts et même d’assurer la protection chimique. Dans ce cas la matrice est
métallique ; les métaux les plus souvent utilisés sont : l'aluminium, le magnésium et
le titane, pour les hautes températures c'est le cobalt (parfois allié avec du nickel).
La matrice métallique donne au matériau composite de nouvelles propriétés. Les
plus communes sont : des meilleures propriété mécaniques, une meilleure résistance
au feu et à la température, une meilleure conductivité électrique et thermique, une
résistance aux radiations, une imperméabilité au gaz et à l'humidité.
Ils sont utilisés dans des domaines très variés : du foret de perceuse (tungstène) à
17
l'aérospatial en passant par l'automobile.
Cependant le facteur qui limite leur exploitation est le coût, bien supérieur à celui des
matériaux plus conventionnels.
Les recherches sur ces matériaux sont assez récentes (environ une vingtaine
d'années) mais ils ont très vite remplacé les matériaux conventionnels dans certaines
applications précises : automobile (moteur, frein...) et aéronautique (empennage,
train d'atterrissage, turbine...). [6], [3]
e) les autres types de matrices
Parmi les matrices, nous distinguons les matrices organiques, les matrices
minérales et les matrices métalliques. Voici l’organigramme classant les matrices cidessous.
[12]
18
Voici le tableau des exemples de composites pris au sens large :
Type de composite
Constituants
Domaine d’application
Résine/charges/fibres
Imprimerie, emballage,
cellulosiques
etc.
Panneaux de particules
Résine/copeaux de bois
Menuiserie
Panneaux de fibres
Résine/fibre de bois
Bâtiment
Toiles enduites
Résines souples/tissus
Sports, bâtiment
Matériaux d’étanchéité
Elastomères/bitume/textiles
Toiture, terrasse, etc.
Pneumatiques
Caoutchouc/toile/acier
Automobile
Stratifiés
Résine/charges/fibres de
Domaines multiples
1. composites à matrice
organique
Papier, carton
verre, de carbone, etc.
Plastiques renforcés
Résines/microsphères
2. Composites à matrice
minérale
Béton
Ciment/sable/granulats
Génie civil
Composite carbone-
Carbone/fibre de carbone
Aviation, espace, sport,
carbone
Composite céramique
biomédecine…
Céramique/fibres céramiques
Pièces thermo-mécanique
Aluminium/fibres de bore
Espace
3. Composites à matrice
métallique
Aluminium/fibres de carbone
[2]
19
1.2 Exemples d’application des matériaux composites à matrice
métallique dans l’aéronautique et l’aérospatiale
Les CMM sont utilisés pour des applications précises dans ces domaines. Les
propriétés recherchées sont sensiblement les mêmes que celles des matériaux
conventionnels mais avec un gain de poids.
Les composites à matrice titane à fibres longues sont particulièrement attrayants
pour les turbomachines aéronautiques en raison de leurs propriétés mécaniques
spécifiques élevées à haute température.
Cependant les applications sont encore peu nombreuses car les coûts de
fabrications sont encore élevés.
Voici quelques exemples d'applications déjà réalisées : (les matériaux et les process
seront explicités dans les parties suivantes)
- Les portants de la baie principale de chargement de la navette spatiale Orbiter : les
CMM ont été choisis pour leurs propriétés de grande résistance et de raideur. On
peut ainsi réduire les dimensions et donc le poids des portants ; les dimensions
varient de 25 à 92 mm de diamètre et de 0.6 à 2.3 mètres de longueur, le gain de
poids est de l'ordre de 145 kg (par rapport à l'aluminium). Ils sont fait en 6061/B/50f,
produit par la technique de la diffusion via un procédé feuille-fibre-feuille.
20
- Le mât de l'antenne du télescope Hubble : les CMM ont été choisis pour leurs
propriétés de grande conductivité thermale et électrique et la résistance à l'oxydation.
Il y a aussi une réduction de 40% de poids et elle guide les ondes radios. Elle est
faite en 6061/C/40f par infiltration du métal fondu dans des fibres de carbone.
- Le plateau du monte plateau auxiliaire du Spartan (engin spatial pour explorer les
couches externes du soleil). Le Spartan a volé le 20 novembre 1997 et il a rempli sa
mission avec succès.
21
- Une partie du train d'atterrissage du F-16 : il est fait en fibres SiC avec une matrice
en titane.
- Le revêtement de la trappe d'accès au réservoir du F-16 : il est fait en
6092/SiC/17.5p forgé. Les matériaux ont été choisis pour la raideur et la grande
résistance massique. Il y a une réduction de 10% des contraintes de surface en
moyenne (et jusqu'à 38% en certains points), et élimination du problème de
craquèlement de surface.
22
- Les ailerons ventraux du F-16 : ils sont aussi fait en 6092/SiC/17.5p. Ce CMM a été
choisi pour ses propriétés spécifiques sous forme de feuille. Cela permet de
multiplier par 4 la duré de vie et de diminuer les coûts de maintenance par rapport
aux précédents matériaux.
- Les guides de sortie d'air des moteurs Pratt&Whitney séries 4XXX (ils équipent
notamment le Boeing 777) : ils sont fait en 6092/SiC/17.5p extrudé, ainsi les pièces
ont une plus grande résistance à l'érosion et aux impacts.
23
- Les couronnes du rotor principal de l'EC120 Eurocopter : ici le 2009/SiC/15p-T4 a
été sélectionné pour son grand temps de vie et sa résistance aux fractures, il a aussi
réduit de 14 kg la masse en rotation par rapport au titane.
- Un distributeur hydraulique multiple sur le V-22 Osprey (peut-être encore en
certification) : il est fait de A206/SiC/40p par infiltration sous pression. Il a une plus
grande résistance à la fatigue et à l'éclatement. Il est moins cher que d'autre CMM et
a de meilleures performances par rapport à l'aluminium.
24
Nous pouvons remarquer que les applications des CMM dans l'aéronautique et
l’aérospatiale sont ponctuelles. Seules certaines pièces subissant des contraintes
spéciales ou des pièces vitales sont réalisées en CMM. [9], [3]
25
Partie II
PROPRIETES MECANIQUES ET THERMIQUES DES
MATERIAUX COMPOSITES A MATRICE METALLIQUE
26
27
Malgré son prix relativement élevé, l’utilisation d’une matrice métallique dans un
composite présente plusieurs avantages par rapport aux autres matrices (telles que
les matrices organiques et minérales) :
- une meilleure tenue en température permettant de reculer les limites d’utilisation en
environnements moteurs ou structures hypersoniques ;
- une meilleures propriétés mécaniques intrinsèques de la matrice, permettant le
renfort localisé ou unidirectionnel ;
- une meilleure tenue au vieillissement et au feu ;
- une ductilité élevée de la matrice ;
- une meilleure étanchéité aux gaz (herméticité).
Dans cette grande partie, nous allons d’abord étudier les composites à matrice
aluminium, ensuite les matrices titane et enfin de nous allons consacrer brièvement
aux composites à matrice magnésium.
28
2.1. Propriétés des composites à matrice aluminium à renfort discontinu
[7]
Voici les photos de ce matériau représentant les microstructures du composite à
matrice aluminium lorsque le renfort est discontinu.
A l’aide du tableau suivant, nous allons comparer le module de Young de ce
composite à matrice aluminium à renfort discontinu avec un alliage de titane et
d’acier. Nous remarquons que ce module pour ce matériau étudié est voisin de celui
du titane, mais si on prend en compte la masse volumique, rapportant à cette
dernière le module spécifique est largement supérieur pour le matériau étudié. Dans
la suite de cette étude, nous allons écrire CMAI au lieu de composite à matrice
aluminium.
29
Module d’élasticité et module spécifique du CMAI à renfort discontinu
Matériau
Technologie
Masse
Module
Module
de
volumique
d’Young
spécifique (X
(GPa)
1000) (m²/s²)
fabrication
6061 + 15 % Al2O3p
F
2 800
87
31
6061 + 15 % SiCp
MdP
2 800
97
34
6061 + 25 % SiCp
MdP
2 800
114
41
2124 + 20 % SiCp
MdP
2 800
105
38
2124 + 20 % SiCt
MdP
2 800
128
46
2124 + 30 % SiCp
MdP
2 900
121
42
AS12UN + 20 % SiCt
MF
2 800
111
40
AS12UN + 20 % Al2
MF
2 800
95
34
AS10U2G + 45 % SiCp
MF
2 900
145
50
AS7G0,6 + 20 % SiCp
F
2 800
85
30
6 061
2 700
69
25
Titane (TA6V)
4 500
110
24
Acier
7 800
200
25
(1) Les propriétés sont mesurées à l’état T6 sur barres filées (20:1) pour les alliages
de corroyage et sur éprouvette moulée en coquille pour les alliages de moulage.
(2) Pour les technologies de fabrication : F = Fonderie, MF = Moulage Forgeage,
MdP = Métallurgie des poudres.
(3) % en volume.
Dans le tableau ci-dessus, nous remarquons que le module de Young (ou le module
d’élasticité) ne dépend pas énormément de l’alliage qui constitue la matrice ni de la
technique de fabrication. Mais par contre nous voyons que ce module est d’autant
plus important que l’abondance du renfort quantifié par la fraction volumique du
renfort (étant le rapport entre le volume du renfort et le volume total). Dans le tableau
suivant nous allons donner le coefficient de dilatation pour quelques matériaux CMAI.
30
Coefficients de
Matériau
dilatation de CMAI à
Technologie
renfort discontinu (1)
de Coefficient
fabrication
de
dilatation
moyen entre 20 et 300°C
(X 10–6 °C–1)
6061 + 15 % Al2O3p
F
21
6061 + 15 % SiCp
MdP
19
6061 + 30 % SiCp
MdP
14
1100 + 45 % SiCp
MF
11
2124
-------------
24
(1) Sigles et conditions de mesures identiques à ceux du tableau précédent
Nous pouvons ajouter que les propriétés mécaniques statiques des CMAI à renfort
discontinu sont en général supérieures à celles des matrices non renforcées.
Cet accroissement est dû à plusieurs mécanismes :
- effet de diminution de taille du grain de la matrice du fait de la présence du renfort ;
- effet de contraintes internes générées à l’élaboration ou au traitement thermique
par la différence de coefficient de dilatation entre matrice et renfort ;
- effet de transfert de charge de la matrice vers la fibre dans le cas des trichites ou
des fibres courtes.
De plus, nous ajoutons qu’à la température ambiante (c’est-à-dire 20°C), la
résistance à l’élasticité et la limite de la rupture sont plus grandes pour un CMAI que
pour une matrice sans renfort surtout si le renfort est constitué de trichites SiC.
Ces déductions sont extraites du tableau ci-dessous, donnant les contraintes de
rupture et les contraintes limites d’élasticité à la traction.
31
Sélection de propriétés mécaniques à 20°C de CMAI à renfort discontinu
Matériau
Technologie de
Contrainte limite
Contrainte limite à la
fabrication
conventionnelle 0.2 % à rupture (MPa)
l’élasticité (MPa)
6061
275
310
6061 + 15% SiCp
MdP
365
429
6061 + 25% SiCp
MdP
387
482
363
509
2124
2124 + 25% SiCp
MdP
420
524
2124 + 25% SiCt
MdP
587
768
AS12 UN
MF
210
297
AS12UN + 20% SiCt
MF
298
384
AS760,6
F
200
276
AS760,6 + 20% SiCp
F
310
317
(Pour les sigles, voir le tableau se situant au début de la deuxième partie)
En ce qui concerne les propriétés à chaud, on observe une amélioration jusqu’à
200°C pour une matrice de type 2124, et jusqu’à 300 °C pour des matrices de type
AS7G ou AS12UN. L’intérêt des CMAI à renfort discontinu pour les utilisations en
température est donc limité à 300 °C dans le meilleur cas.
Ces informations sont déduites grâce à des histogrammes suivants :
32
Dans ces histogrammes, on voit bien que le CMAI devient plus résistant
élastiquement et à la rupture qu’un alliage d’aluminium quelle que soit la
température. Mais l’amélioration du CMAI par rapport à l’alliage d’aluminium se voit à
température élevé ; d’où son utilisation dans l’aéronautique et surtout dans
l’aérospatiale. De plus ce CMAI est d’autant plus résistant que l’abondance du
renfort, ceci est représenté par un autre histogramme représentant l’effet d’un renfort
de fibres courtes Al2O3 sur la résistance à l’usure d’un alliage de moulage
AS10U2G.
33
Nous remarquons que pour cet alliage, 5% de renforts améliorent nettement le
matériau au niveau de son usure.
L’usinage des CMAI à renfort discontinu est plus difficile que l’usinage des alliages
non renforcés. Pour des fractions volumiques de renfort inférieures à 20 %, il est
possible d’utiliser des outils en carbure classiques. Pour des fractions volumiques de
renfort supérieures à 20 %, l’utilisation d’outils revêtus de diamant polycristallin est
recommandée.
La soudabilité des CMAI à renfort discontinu est limitée aux procédés de brasage et
de soudure par friction. Les procédés de fusion entraînent des réactions indésirables
entre matrice et renfort, ainsi que des porosités.
La tenue à la corrosion des CMAI à renfort de particules SiC ou de fibres courtes
d’alumine est voisine de celle de la matrice non renforcée, à condition que la
distribution du renfort soit la plus homogène possible. Des essais de fatigue en
atmosphère saline ont confirmé le maintien de l’avantage des CMAI à renfort de
particules SiC ou de trichites SiC par rapport aux matrices non renforcées.
34
2.2 Propriétés des composites à matrice aluminium à renfort continu.
Contrairement aux matériaux à renforts discontinus, si le composite est à
renfort continu, les propriétés dépendent du sens des fibres. Par exemple si on
fournit un effort de traction sur ce système, la résistance élastique et à la rupture est
meilleure dans le sens de la fibre. En effet, les valeurs des modules d’Young
dépendent du sens de la fibre (L) et sont de 60 à 80% à travers les fibres (T) que
dans le long. Voici trois exemples de matériaux ci-dessous dont les modules de
Young ainsi que les coefficients de dilation moyen entre 20°C et 300°C dépendent de
la direction des efforts fournis.
Propriétés physiques de CMAI à renfort continu
Matériaux
Technologie
Module
Coefficient de dilatation
de
d’Young
moyen entre 20°C et
fabrication
(GPa)
300°C (X 10^-6 °C-1)
AS7G – 50 % Al2 O3 (L)
MF
205
10
AS7G – 50 % Al2 O3 (T)
MF
126
17
1199 – 50 % PCS-SiC (L)
MF
100
8
1199 – 50 % PCS-SiC (T)
MF
80
20
6061 – 50 % DCPV-SiC (L)
P
213
6061 – 50 % DCPV-SiC (T)
P
124
(Pour les sigles, voir le tableau se situant au début de la deuxième partie)
Les valeurs du coefficient de dilatation du tableau précédent sont des valeurs
moyennes. En effet, la dilatation des CMAI à renfort continu est non linéaire. En
utilisant des fibres de carbone à très haut module, il est possible de réaliser des
CMAI à coefficient de dilatation nul.
Comme pour des CMAI à renfort discontinu, la continuité des renforts garde la rigidité
du matériau lorsque la température est relativement élevée. Si on considère le CMAI
constitué de 45% de fibres PCS-SiC, son module d’élasticité varie très peu en
fonction de la température entre la température ambiante et 300°C contrairement à
un alliage, ceci est illustrer à l’aide d’un histogramme ci-dessous.
35
En bref, dans un CMAI, le module de Young est plus important dans le sens de la
fibre que de travers. Mais la différence est beaucoup plus importante pour la
résistance mécanique (ou la résistance à la rupture) ; parfois la contrainte limite à la
rupture est vingt fois plus importante dans le sens de la fibre que de travers : voici
deux exemples ci-dessous confirmant ce point.
Matériaux
Technologie de
Rm (L)
Rm (T)
fabrication
(MPa)
(MPa)
1199 + 35 % PCS-SiC
MF
800
80
6061 + 50 % DCPV-SiC
P
1500
97
[7]
La position du pic P défini ainsi une amplitude critique au-delà de laquelle le matériau
subit un endommagement par glissement aux interfaces, création et propagation de
fissures. Au contraire, les amplitudes inférieures à l'amplitude critique du pic ne
provoquent pas d'endommagement. Il est ainsi possible de construire un diagramme
d'utilisation en définissant une zone d'endommagement (au-dessus du pic) et une
zone de sécurité (au-dessous du pic), en fonction de la concentration de fibres. On
obtient un diagramme tel que ci-dessous. On constate que les composites contenant
une concentration plus importante de fibres supportent des contraintes supérieures
sans endommagement.
36
[8]
37
2.3 Propriétés du composite à matrice titane [10]
Les composites à matrice titane (CMT) font parti des matériaux avancés qui
pourront jouer un rôle important dans le développement de l’aéronautique et de
l’aérospatial.
Ces CMT ont la caractéristique de conserver leurs excellentes propriétés, en terme
de force et de rigidité, à température élevée (jusqu’à 900°C) si on compare avec les
matériaux non renforcés. D’où son utilisation possible dans l’aéronautique, ce
matériau est particulièrement attrayant pour les futures turbomachines. Ces CMT
contiennent plutôt des fibres longues pour avoir les meilleures propriétés. Parmi les
fibres intéressantes, nous avons Ti-xAl-yNb avec x variant de 21 à 25 et y de 17 à
27, x et y étant des pourcentages des éléments respectifs Al et Nb. Mais la seule
fibre commercialisée pour les matrices titanes est le monofilament de carbure de
silicium (SiC), dans cette fibre, le cœur peut être en carbone (33 µm de diamètre) ou
en tungstène (13 µm de diamètre). L'avantage d'employer une fibre de SiC avec du
tungstène est que le fil de tungstène est bon marché et est disponible dans de
grandes bobines, à la différence de carbone monofilament. Par conséquent, le coût
de production de fibre de tungstène/SiC est inférieur à celui de carbone/SiC. Ces
fibres possèdent un enduit protecteur externe pour limiter l'interaction avec la matrice
pendant la fabrication du composé. La résistance thermique des fibres de SiC avec
un coeur en carbone est supérieure à celle avec un coeur en tungstène car le
carbure de silicium commence à réagir avec le tungstène à 950°C par la formation
W5Si3 et W2C. Cette réaction induit une diminution des propriétés mécaniques du
monofilament.
38
Dans le schéma précédent, nous voyons la zone d’interaction fibre/matrice dans le
composite SCS-6/Ti-22Al- 27Nb. La matrice est dans la partie supérieure tandis que
la fibre est en bas. Ces deux parties sont reliées par l’intermédiaire de deux
couches : la couche près de la matrice est la couche extérieure (elle mesure 0.5µm
d’épaisseur) et la couche près de la fibre est la couche intérieure (elle mesure 0.2µm
d’épaisseur). La couche extérieure est constituée de titane, de niobium, de carbone,
de silicium et d’aluminium, la couche intérieure est seulement de titane, de niobium,
de carbone et très peu de silicium.
39
Ici, nous voyons également une zone d’interaction, mais pas pour le même matériau.
Il s’agit du composite SM 1140+/Ti-22Al-27Nb ; ce matériau a la même matrice que
précédemment mais pas la même fibre. Nous voyons trois zone d’interaction dans ce
micrographe, les deux zones près de la fibre sont constituées de (Ti, Nb) C et un peu
de (Ti,Nb)5Si3 tandis que la dernière zone, près de la matrice, est constituée de
(Ti,Nb)5(Si,Al)3. Nous remarquons que cette zone d’interaction ne ressemble pas à
la zone étudiée précédemment, en effet, le produit de réaction se compose de
précipités plutôt nodulaires qui tracent la surface externe de l'enduit de carbone (leur
taille se situe entre 0.6 et 0.9 µm). Aucun silicium n'a été détecté dans la zone
d'interaction. La raison est que la partie externe de l'enduit de carbone de la fibre
SCS-6 contient le silicium tandis que l'enduit de la fibre du SM 1140+ est fait en
pyrocarbone seulement.
Des essais de tension sur des séries de fibres de SCS-6 et de SM 1140+ ont été
réalisés pour évaluer la dégradation de force que les différentes étapes du traitement
de composé peuvent induire. Ainsi, on a montré que l'opération d’enduit n'a aucun
effet néfaste. Les fibres extraites à partir des composites SCS-6/Ti- 22Al-27Nb et de
SM 1140+/Ti-22Al-27Nb ont montré une diminution très légère de résistance à la
traction de la fibre du SM 1140+ à la température élevé. Ceci est dû à la réaction du
tungstène avec le carbure de silicium dans cette fibre.
40
2.4 Propriétés des composites à matrice magnésium
La faible densité du magnésium et de ses alliages ainsi que sa basse
température de fusion en font un candidat intéressant comme matrice pour les
structures très sensibles aux incidences de masses élevées (satellites).
Dans le domaine des renforts discontinus, la technologie de fonderie a été utilisée
pour introduire des particules de SiC et d’alumine dans les alliages de corroyage et
de moulage de magnésium. On trouvera une synthèse de résultats obtenus à la
référence. Le renfort de particules SiC permet d’augmenter les modules d’élasticité et
les propriétés statiques (Rm, Rp0,2 ) et le renfort de particules d’alumine permet
d’accroître la résistance à l’usure.
Dans le domaine des renforts continus, les travaux ont porté sur les renforts
d’alumine et de graphite. Les alliages de magnésium moulent spontanément
l’alumine, mais les propriétés obtenues sont comparables à celles des composites
aluminium - alumine. L’utilisation prolongée à des températures supérieures à 300 °C
doit être évitée.
Les composites magnésium - graphite ont été développés pour assurer un
compromis de dilatation nulle, de conductivité thermique élevée, de faible densité et
de rigidité élevée. Ces composites présentent également des phénomènes de
déformation cumulés au cours de cyclages thermiques, et une grande sensibilité à la
corrosion galvanique. [7]
2.5 Conclusion
Ainsi le fait de renforcer les alliages métallique (ce qui donne un CMM) permet
d’améliorer nettement les propriétés mécaniques et thermiques mais le choix de la
matrice dépend de l’utilisation de ce matériau : par exemple, si on veut la
conservation des propriétés à très haute température (environ 900°C), nous
choisissons les CMT, ou si on a besoin d’une excellent résistance mécanique dans
une seule direction, nous prenons les CMAl à renforts continus. Par la suite, nous
allons
se
consacrer
aux
différents
procédés
de
fabrication
du
CMM.
41
Partie III
TECHNOLOGIE DE FABRICATION DES MATERIAUX
COMPOSITES A MATRICE METALLIQUE
42
43
3.1 Les composites corroyés : renfort discontinu
Ils sont obtenus par transformation de demi-produit : des plaques ou de billettes
(bien que jusqu'à présent, seule les billettes sont utilisées). Les CMM corroyés sont à
renfort discontinu, ce sont des particules (généralement du SiC et du Al2O3) avec
des fractions volumiques de renfort de l'ordre de 10 à 30%.
Il y a plusieurs techniques pour élaborer ces billettes :
- par métallurgie des poudres (MdP) : c'est le procédé de co-déposition directe.
On commence par atomiser la matrice métallique pour obtenir une poudre. Ensuite la
poudre de matrice est injectée avec les particules de renfort dans un support mobile.
Cette dernière étape est sous atmosphère contrôlée pour éviter d'avoir à dégazer.
- par fonderie (F) : ce procédé est simple et donc un coût relativement faible. On
incorpore le renfort dans le métal liquide.
Il faut ensuite mettre en forme ces billettes par refusion ; pour cela il faut se reporter
à la rhéologie à chaud des MMC. [7]
44
3.2 Les composites a matrice métallique préimprégnée : renfort continu
Ce sont les composites faits à partir d'une nappe ou d'un tissu de fibres
continues que l'on imprègne de métal : soit par voie liquide (on aura une mèche
rigide) soit en phase vapeur (on aura alors une fibre souple)
On les met en forme par pultrusion ou par pressage a chaud, suivant la géométrie de
la pièce.
Le terme pultrusion est un mélange de "pull" (tirer en anglais) et de extrusion.
Pour le pressage à chaud on peut aussi faire un empilement de feuille de métal et de
tissu de fibre.
[7], [11]
45
3.3 Les composites moulés
Le moulage forgeage consiste à introduire dans un moule le métal sous forme
liquide et le laisser se solidifier en imposant une forte pression. On ne peut que faire
des pièces à géométrie simple et en grande série (coût de l'outillage élevé), mais les
propriétés de tenu en fatigue des pièces sont améliorées. On a aussi les propriétés
suivantes :
- possibilité d’utiliser tous les types de renfort
- excellente imprégnation des préformes, quelles que soient les dimensions et les
fractions volumiques du renfort
- faible temps d’interaction entre le renfort et le métal liquide, du fait de la rapidité de
la solidification
- temps de cycle très court compatible avec des cadences élevées (50 injections par
heure)
- possibilité de localiser le renfort dans les zones sollicitées
Les paramètres d'infiltration varient en fonction de la longueur du composite infiltré :
Une autre technique consiste à injecter le métal liquide sous pression de gaz. Cela
permet au métal liquide de bien pénétrer le renfort. On a le choix entre deux
méthodes :
- la réalisation d’empilements alternés de feuilles de métal et de tissus ou de nappes
de renfort, l’ensemble étant porté à une température supérieure du métal en fusion,
et la pression gazeuse alors appliquée ;
46
- la réalisation d’une préforme de renfort, préchauffée et introduite dans l’outillage, la
pression gazeuse permettant d’alimenter l’outillage en métal liquide et d’imprégner le
renfort. [7]
3.4 Conclusion
Chaque process présente des avantages et des inconvénients, notamment au
niveau des types de renfort, des propriétés physiques ou encore des applications
industrielles. Il faut donc choisir le process en fonction du cahier des charges.
[7]
47
Conclusion
Les composites à matrice métallique sont donc très prometteurs, particulièrement
dans l’aéronautique et l’aérospatiale. En effet, ce matériau est un des rares a
respecter les exigences des industries de ce secteur c’est-à-dire le faible poids et
des excellentes propriétés mécanique et thermiques, mais son prix est quand même
relativement élevé, c’est pourquoi l’aéronautique et l’aérospatial sont les premiers
secteurs utilisateurs de ce matériau. De plus le progrès des procédés de fabrication
permet à ce matériau de se développer technologiquement et commercialement.
Enfin, le succès du CMM dépend aujourd’hui de la collaboration des industries car
son succès technologique est désormais atteint. C’est un matériau qui a plein
d’avenir.
48
49
Références bibliographiques
Ouvrages
[1] Bathias C. .- Matériaux composites.- Paris : Dunod, 2005.- 419p.
[2] Berthelot J. .- Matériaux composites, comportement mécanique et analyse des
structures.- Paris : Lavoisier, 2005.- 651p.
[3] 0-8493-1343-0 Autar K. Kaw. -Mechanics of Composite Materials. -Boca Raton :
CRC Press Taylor & Francis Group, 2006. 466p
Sites Internet
[4] Université Lyon 1 (page consultée le 20/03/2007). Composite et multi matériaux à
base métallique, [en ligne]. http://sierra.univ-lyon1.fr/lmi/F/LMI-composites.htm
[5] Wikipédia (page consultée le 20/03/2007). Matériau composite, [en ligne].
http://www.techno-science.net/?onglet=glossaire&definition=4598
[6] Wikipedia (Novembre 2006) Wikipedia, the free encyclopedia [En ligne]
http://en.wikipedia.org/wiki/Metal_matrix_composite
[7] Dermarkar S. (page consultée le 20/03/2007). Matériaux composites à matrice
métallique, [en ligne et PDF]. http://www.techniquesingenieur.fr/dossier/materiaux_composites_a_matrice_metallique/M250#M250TNS.HTM
[8] Mayencourt C. (page consultée le 20/03/2007). Etude des Composites à Matrice
Métallique (MMCs) par Spectroscopie Mécanique, [en ligne].
http://igahpse.epfl.ch/mmc/mmc.html
50
[9] Metal Matrix Composite (Février 2007) MMC-ASSESS Metal Matrix Composites
[En ligne] http://mmc-assess.tuwien.ac.at/
[10] Vassel A., Pautonnier F. (page consultée en Mars 2007). Mechanical behaviour
of SiC monofilaments in orthorhombic titanium aluminide composites [PDF]
[11] http://www.cours.polymtl.ca/mec6306/composites-1.pdf (consulté en Mars 2007)
Communication dans une colloque
[12] Bahlouli N. .- Cours Matériaux Composites DESS Mécanique avancée et
Stratégie industrielle.- 120p.
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Glossaire
Al = Aluminium
CMAl = composites à matrice aluminium
CMM = composites à matrice métallique (ou MMC en anglais)
CMT = composites à matrice titane
F = Fonderie
MdP = Métallurgie des poudres.
MF = Moulage Forgeage
Nb = Niobium
Re 0.2% = résistance élastique conventionnelle à 0.2%
Rm = résistance à la rupture
SiC = carbure de silicium
Ti = titane
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