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Matériaux composites
Martine Dubé, Ph.D., ing.
Introduction et caractéristiques
des matériaux renforcés de
fibres
1
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send a letter to Creative Commons, 559 Nathan Abbott Way, Stanford, California 94305, USA.
Notes de cours modifiées et traduites par :
Dr. Martine Dubé, ETS
Basées sur les notes de :
Dr. Andrew Johnston, CNRC
Dr. Chun Li, CNRC
Dr. Jeremy Laliberté, CNRC
Dr. Anthony Floyd, UBC
Dr. Reza Vaziri, UBC
Dr. Göran Fernlund, UBC
2
Introduction : Les composites
Qu’est-ce qu’un matériau composite?
• Composé d’au moins deux constituants distincts
macroscopiquement
• Interfaces distinctes entre les constituants
• Exemples:
• Béton armé
• Époxy renforcé de graphite
• Bois, os, autres composites naturels
3
Introduction : Les composites
Source : SE 253A Mechanics of Laminated Composite
Structures, Hyonny Kim, UCSD
4
Introduction : Les composites
Zone
riche en
résine
Un pli de composite
Michael W. Hyer, Stress Analysis of Fiber-Reinforced
Materials, Updated Edition
5
Introduction : Les composites
11 plis de composite (CF/époxy)
Les couches foncées comportent des
fibres perpendiculaires à la page
Les couches pâles comportent des fibres
alignées de gauche à droite
Ce composite résistera mieux à des charges
appliquées de manière perpendiculaire à la page.
Il n’aura pas une bonne résistance en cisaillement.
Michael W. Hyer, Stress Analysis of Fiber-Reinforced
Materials, Updated Edition
6
Introduction : Les fibres
Transfert de charge dans les
fibres : compression
Transfert de charge dans les
fibres : tension
Michael W. Hyer, Stress Analysis of Fiber-Reinforced
Materials, Updated Edition
7
État de contrainte sur les fibres
Michael W. Hyer, Stress Analysis of Fiber-Reinforced
Materials, Updated Edition
8
Pourquoi les composites?
• Requis de conception
– Ex : CTE ~ 0, poids requis pour une certaine rigidité ou résistance
• Amélioration de la rigidité spécifique, résistance spécifique,
résistance en fatigue
• Résistance à la corrosion
• Possibilité de choisir les propriétés
mécaniques dans des directions
données
• Fabrication intégrée : possibilité de
fabriquer de grandes structures à
partir de peu de pièces (ou d’une
seule pièce!) – moins de joints
• Isolants thermiques et électriques
Résistance spécifique en fonction du
temps (Kaw, 1997)
9
10
Désavantages des composites
• Températures d’utilisation réduites, sensibles à l’humidité,
etc.)
• Coût de fabrication élevé ($650-$900/kg)
– Note : Pas toujours vrai!
• Difficulté dans la caractérisation des matériaux, la
conception et l’analyse
– Manque général d’expertise en composites
– Manque de règles de conception
• Réparations de composantes structurales complexes et
coûteuses
• Le recyclage ou la réutilisation des matériaux sont peu
communs et sont coûteux
• Isolants thermiques ou électriques
11
Foudre sur un avion commercial
12
Tendances dans les applications aéronautiques
Structural Weight Consisting of Advanced Composites
100
90
AAI RQ-7A
Shadow 200
U.S. Military
Pegasus
Production
Boeing Commercial
80
MD Commercial
Airbus Commercial
Future Commercial Applications
70
% Composites
UAVs
Global Hawk
60
7E7
Cypher
Wing+Tail+Fuselage
A/FX
50
Pegasus
Demonstrator
RAH-66
40
B-2
A-6 Rewing
20
10
0
1970
Wing+Tail
V-22
30
F-18 [E/F]
F-22
A380
YF-22
A321
A320
A330
A310F18-A
A340
777
MD-82
A300
MD-87 MD-11 C-17A
757
MD-83
MD-90
F-15A F-16A 767 737
1975
1980
1985
1990
1995
2000
2005
2010
2015
2015
Year of Introduction
13
Composites dans l’aéronautique – petits avions
• Cirrus et Lancair fabriquent de petits avions
certifiés
• Structure entièrement composite :
Fibre de verre/époxy (en grande partie)
Fibre de carbone/époxy (quelques utilisations)
• Presque tous les joints sont collés
Fuselage de Lancair en essai mécanique
SR20 (Cirrus) en vol
Fuselage fibre de verre de Cirrus
Source : SE 253A Mechanics of Laminated Composite
14
Structures, Hyonny Kim, UCSD
Composites dans l’aéronautique
Beechcraft Starship
• Premier avion certifié avec
une structure « tout
composite »
• Certifié selon le FAR23
(moins exigent que le FAR25)
• Date des années 80`
• A été retiré du marché depuis
15
Composites dans l’aéronautique
Propriétés recherchées?
- Faible poids (toutes les composantes)
- Haute rigidité (toutes les composantes)
- Haute résistance (Haubans, portes d’accès, « wing box », cadres, raidisseurs, trains
d’atterrissage, etc.)
- Bonne résistance en température (pylônes, pales de compresseurs et de turbines, etc.)
16
Applications en aérospatiale
• Aéronef à voilure fixe ou rotative
– Aviation générale
– Commerciale
– Militaire
• Espace
– CanadArm I et II
– Panneaux solaires
– Navettes
Source : Site web de l’Agence spatiale canadienne : http://www.asccsa.gc.ca/eng/iss/canadarm2/default.asp
17
Fuselage d’avion commercial
• Nouveau fuselage d’avion commercial
– FAR 25
• Facteurs à considérer :
– Poids, coût, certification, réparations, tolérance aux dommages
– Coûts du cycle de vie
• Structures intégrales
Boeing 7E7 Composites Usage
18
COMPOSITE
RENFORT
MATRICE
19
Constituants
Matrices
• Polymères
– Thermodurcissables
– Thermoplastiques
• Métaux
• Céramiques
Renforts
• Particules
• Fibres
– Courtes (ou longues)
• Alignées
• Aléatoires
– Continues
• Unidirectionnelles
• Tissées
• Mat
Quelques classes de composites (from Weeton et al.,
1987)
Interface
• Région entre la matrice et le
renfort
20
Propriétés des composites (2D)
21
Propriétés des composites (2D) (suite)
22
Comportement mécanique d’un pli de composite par rapport
à un système d’axes quelconque
y
1
2
2
θ
1
Matériau composite selon le
système d’axes naturel
x
Matériau composite dont la direction
des fibres n’est ni 0° ni 90°
ϴ est positif lorsqu’on tourne dans le sens trigonométrique
pour aller de x vers 1.
23
Exemple du comportement mécanique d’un composite
On applique une contrainte de tension de 155 MPa sur une feuille
d’aluminium. Trouver la géométrie finale de la feuille. (E = 72,4 GPa,
υ = 0,30)
Même exemple pour CF/époxy avec fibres dans direction x. (E1 = 155
GPa, E2 = 12,1 GPa, υ12 = 0,248, G12 = 4,40 GPa)
Source : M.W. Hyer, Stress Analysis of Fiber-Reinforced
Composite Materials, Updated Edition, 2009
24
Exemple du comportement mécanique d’un composite
Même exemple pour CF/époxy avec fibres à 30° de x. (E1 = 155 GPa,
E2 = 12,1 GPa, υ12 = 0,248, G12 = 4,40 GPa)
Même exemple pour CF/époxy avec fibres à -30° de x.
Source : M.W. Hyer, Stress Analysis
of Fiber-Reinforced Composite
Materials, Updated Edition, 2009
25
Variation des constantes élastiques avec ϴ
Source : M.W. Hyer, Stress
Analysis of Fiber-Reinforced
Composite Materials, Updated
Edition, 2009
26
Rupture en tension longitudinale (σ1T)
Contrainte croissante
Source: Daniel & Ishai, Engineering Mechanics of
Composite Materials, Oxford Univ. Press 1994Increasing
27
Rupture longitudinale en compression (σ1C)
Source: Daniel & Ishai, Engineering Mechanics of
Composite Materials, Oxford Univ. Press 1994Increasing
28
Rupture longitudinale en compression (σ1C)
Source: Daniel & Ishai, Engineering Mechanics of Composite
Materials, Oxford Univ. Press 1994Increasing
29
Rupture en tension transversale (σ2T)
- Les fissures sont initiées à
l’interface
- Création de microfissures
- Coalescence -> Rupture
générale
- Les fissures peuvent se
propager à travers les fibres
également
Source: Daniel & Ishai, Engineering Mechanics of Composite
Materials, Oxford Univ. Press 1994Increasing
30
Rupture en compression transversale (σ2C)
Source : M.W. Hyer, Stress Analysis of FiberReinforced Composite Materials, Updated
Edition, 2009
31
Rupture en cisaillement (τ12F)
Source : M.W. Hyer, Stress Analysis of Fiber-Reinforced
Composite Materials, Updated Edition, 2009
32
σ 1T
σ1C
σ2T
σ2C
τ12F
33
Qu’est-ce que la mise en forme?
• Le procédé par lequel on crée un matériau composite et une structure à
partir des fibres et de la matrice (et autres matériaux comme le nid
d’abeille ou autre).
• Beaucoup de méthodes existent. Le choix d’une méthode est basé sur :
– Géométrie et grosseur de la pièce
– Type de fibre et matrice
– Géométrie du renfort (particules, fibres courtes, continues)
– Compromis coût/qualité
• Tous les procédés ont pour but :
– Une cible d’orientation des fibres
– Un mélange optimal de fibre/matrice
– Bonne adhésion fibre/matrice
– Bonnes interfaces entre le composite et les inserts (s’il y a lieu)
– État chimique ou physique acceptable de la matrice. Pour les
thermodurcissables - bon degré de réticulation, pour les thermoplastiques – bon
degré de crystallinité
34
Procédés de mise en forme
• Un procédé de mise en forme comprend trois étapes :
1) Imprégnation des fibres avec la matrice
2) Application de pression
3) Application de chaleur (dans la plupart des cas)
Les étapes 2 et 3 se font généralement en même temps.
35
Mise en forme des thermodurcissables
• Implique de chauffer tout en maintenant une
application de pression
• Progression de la mise en forme :
– La viscosité diminue avec la température,
permettant une bonne consolidation.
– La réticulation prend le dessus sur la perte
de viscosité par température.
– La réticulation continue, la cuisson avance
– La température de transition vitreuse Tg
augmente avec le degré de réticulation
– À réticulation maximale, maximum Tg,
cuisson « complète »
36
Étapes de mise en forme d’un thermodurcissable
220
0.8
140
0.6
Autoclave Temperature
Stage III
100
Stage II
Temperature (C)
180
Part Temperature
60
Degree of Cure
Stage I
1
0.4
0.2
Degree of cure
20
0
40
80
120
160
200
240
280
320
0
360
Time (minutes)
37
Procédés de transformation des thermoplastiques
Rabello, M.S., White, J.R., Crystallization and melting
behaviour of photodegraded polypropylene — II. Recrystallization of degraded molecules, Polymer, 38(26):6389–
6399, 1997
Source : Comprehensive Composite Materials 2-16
Composite Processing and Manufacturing - An Overview
38
Méthodes de mise en forme
•
•
•
•
•
À température ambiante
Dans un four
Autoclave (« un four pressurisé! »)
Micro-ondes
E-beam (electron beam – faisceau d’électrons)
– Rapide (minutes et non heures)
– Faible augmentation de température donc peu de contraintes
thermiques
– Coûts d’acquisition très élevé
– Systèmes de résines particuliers
39
Imprégnation des fibres avec la matrice - Moulage contact
Le moulage contact ou « wet lay-up » consiste à imprégner
les renforts avec la matrice à l’aide d’outils à laminer dans un
moule ouvert. Le moule est préalablement enduit d’agent
démoulant.
Comprehensive Composite Materials, 2-21
Taux de fibres : 25 à 45 % massique
Un seul côté avec un beau fini de surface (le côté face au moule)
Type de série : Petite (moins de 1 000 pièces)
Grandeur des pièces : Pratiquement illimitée
40
Imprégnation : pré-imprégnés
Fabrication des pré-imprégnés, Kaw, 1997
• Taux de fibres d’environ 60%
pour les fibres UD et entre 50 et
60% pour les tissés.
• L’épaisseur des plis varie entre
0,127 et 0,254 mm pour l’UD et
jusqu’à 1,5 mm pour les tissés.
• Pour l’UD, la rigidité et
résistance transversales sont
beaucoup plus faibles que pour
la direction longitudinale. Il faut
mettre des plis dans toutes les
directions.
• Les tissés comprennent des
fibres dans les deux directions.
• Disponibles en une grande
plage de largeurs (d’une
fraction de po à 15 po ou plus).
41
Application de pression : Moulage sous vide
Le composite est soumis à la pression atmosphérique. Ceci permet d’enlever les volatiles de la
résine et les bulles d’air qui se trouvent dans le composite. Applications : aéronautique,
industriel, récréatif
42
Application de pression : Autoclave
43
Moulage RTM et VARTM
• RTM : Resin Transfer
Moulding
– Moule solide en 2 parties
– Résine injectée à haute
pression
• VARTM : Vacuum
Assisted RTM
– Moule d’un seul côté
– Résine infusée par le vacuum
– Très grandes pièces
44
Resin Transfer Moulding (RTM)
•
La fibre sèche est installée
dans le moule, le moule est
fermé et la résine est injectée.
•
Le moule est souvent mis sous
vide.
•
La conception du moule est
importante et doit faire en sorte
que la résine se propage bien
partout.
•
Les moules peuvent être
composites (GF/polyestère) ou
métalliques.
45
VARTM
Comprehensive Composite Materials 2-16
46
Placement de fibres (« Automated Fibre Placement »
Thermodurcissables ou thermoplastiques
Largeur aussi petite que1/8 po
Cuisson à l’autoclave suit le placement de fibres
Procédé rapide et flexible
Un fini de surface plus beau que l’autre
Vidéo :
http://www.youtube.co
m/watch?v=qAaJwm11dg
47
Pultrusion
Le moulage par pultrusion consiste à tirer les renforts à travers un
bac de résine puis à cuire la résine dans un four. Ce procédé en
continu permet la fabrication de pièces à profil plus ou moins
complexe où la majorité des renforts sont dans l’axe.
•
La section des profilés doit
être constante, mis à part
quelques variations
d’épaisseur.
•
Le procédé utilise 95% des
matériaux contrairement à
75% pour l’empilement
manuel (diminution des
pertes).
•
La résine utilisée doit avoir
un court temps de
réticulation.
48
Applications : Pultrusion
• Tuyaux
• Supports et panneaux pour
remorqueurs, raidisseurs dans
les avions, etc.
Exemples d’objets
fabriqués par pultrusion
49
Pultrusion
Avantages
• Moins de pertes
• Procédé rapide
• Beau fini de surface
Désavantages
• Sections doivent être
uniformes
• Problèmes de résine qui
reste coincée
• Les propriétés mécaniques
peuvent être compromises
par l’utilisation de résine à
cycle de réticulation rapide
50
Moulage par compression (ou sous presse)
Le moulage sous presse consiste à placer les renforts et la matrice sous forme, de
pâte (BMC : Bulk Moulding Compound) ou sous forme de feuille (SMC : Sheet
Moulding Compound) à l’intérieur d’un moule mâle/femelle fermé et chauffé. Le
matériau se disperse et cuit à l’intérieur du moule sous l’effet de la pression et de la
chaleur.
51
Exemple de moulage par compression (SMC)
Compartiment de pneu de secours de voiture
Presse hydraulique typique
Devant de voiture
Comprehensive Composite Materials 2-22
Compression moulding of SMCs
Grille de devant de voiture
52
Moulage par compression - thermoplastiques
Vidéo de Fiberforge,
Estampage de composites
thermoplastiques
http://www.fiberforge.com/flash/vi
deo_player.php?vid=Fiberforge%2
0Manufacturing%20Process
Exemple de pièce composite
thermoplastiques faites par
estampage
53
Assemblage – Soudage de composites thermoplastiques
Molecular Chains
Interface
Initial Contact
t=0
Partial Diffusion
t>0
Complete Diffusion
t = t∞
54
Soudage par résistance
PRESSURE
HEATING ELEMENT
CONNECTOR
CERAMIC
ADHEREND
PLATEN
POWER
55
Performance mécanique – joints soudés
40
Benchmark reference for
compression moulded
specimens
IF: Interfacial Failure
IL: Interlaminar Failure
Lap shear strength (MPa)
)
33.0
Interfacial Failure(A)
35
29.8
27.1
30
25
28.1
19.6
Interlaminar Failure
(C)
Wire diameter
20
15
10
5
IF
IL
A
B
IL
IL
C
D
Heating element size
E
IL
0
Open gap widh
56
Soudage par induction
Coil
Ceramic part
HEATING UP
Stainless steel mesh
heating element
COOLING DOWN
Composite laminate
WELDED JOINT
PRESSURE
57
Applications du soudage
Fokker Aerostructures utilise le soudage par résistance et par
induction pour assembler des composantes pour Airbus et
Gulfstream.
Le soudage par induction est utilisé pour assembler les pièces de
l’empennage du Gulfstream G650 (CF/PPS).
Le soudage par résistance est utilisé pour assembler les pièces du
bord d’attaque des avions A380 et A340-600 de Airbus (GF/PPS)
Empennage du G650 de Gulfstream
Gouvernail de direction du G650
de Gulfstream
Source: Fokker Aerostructures website
http://www.fokker.com/Current-Thermoplastic-Applications
Bord d’attaque du A340-600
Étude de cas : Bord d’attaque du A-380
59
Étude de cas : Bord d’attaque du A-380
Source : “Composite World”, High-Performance Composites,
Thermoplastic Composites Gain Leading Edge on the A380,
mars 2006
60
Étude de cas : Bord d’attaque du A-380
Semi-imprégné GF/PPS
Découpe des plis
Nervure faite par emboutissage sur
caoutchouc
Source : “Composite World”, High-Performance Composites,
Thermoplastic Composites Gain Leading Edge on the A380,
mars 2006
61
Étude de cas : Bord d’attaque du A-380
Dépôt des plis GF/PPS pour le
revêtement (moulé à l’autoclave)
Positionnement des nervures pour
l’assemblage par soudage
Source : “Composite World”, High-Performance Composites,
Thermoplastic Composites Gain Leading Edge on the A380,
mars 2006
62
Étude de cas : Bord d’attaque du A-380
Positionnement du longeron (seule pièce
attachée mécaniquement)
Positionnement des raidisseurs pour
l’assemblage par soudage
Source : “Composite World”, High-Performance Composites,
Thermoplastic Composites Gain Leading Edge on the A380,
mars 2006
63
Étude de cas : Bord d’attaque du A-380
Source : Composite World, High-Performance Composites,
Thermoplastic Composites Gain Leading Edge on the A380,
mars 2006
64
Certification
• La preuve de suffisance de la structure se fait par :
• Analyses (méthodes analytiques, FEM)
• Essais mécaniques et physiques
65
Approche par blocs
(IV)
(III)
(II)
(I)
66
Définitions
Material Allowables
0.04 5
0.04
1%
A-basis
50%
10%
B-basis
Mean
0.03 5
0.03
0.02 5
0.02
0.01 5
0.01
0.005
0
500
700
900
1100
1300
1500
Strength (Mpa)
67
Admissibles de conception (« design allowables »)
•
Les propriétés utilisées dans la conception sont bien inférieures aux propriétés
moyennes obtenues pour un bon matériau à température et humidité ambiantes
•
Des « knockdown factors » ou « facteurs d’amortissement » importants
sont utilisés pour tenir compte des propriétés dégradées par la température,
l’humidité, l’impact et le vieillissement environnemental.
•
Parfois les plus gros knockdowns proviennent de la variabilité des procédés
Source : Comprehensive Composite Materials 2-16 Composite Processing and
Manufacturing - An Overview
68
Vol 587 American Airlines
• L’avion du vol AA587 était un
Airbus A300-605R
• AA587 a décollé de JFK à
9:15 am le 12 novembre
2001 et s’est écrasé dans le
secteur de Queens 103
secondes après le décollage
faisant 265 morts.
• Le A300 est le premier avion civil à utiliser des composites
(environ 5% de la structure)
• Le Boeing 777 comprend environ 10% de composites, le
Airbus A310 environ 15%, le Boeing Dreamliner 50%.
69
AA587
• L’empennage (dérive
et gouvernail de
direction) se sont
séparés de l’avion, qui
a commencé une
descente
incontrôlable.
• Les moteurs se sont
séparés des ailes
avant la collision avec
le sol.
70
AA587
• Le A300 est reconnu comme
étant fiable. AA en opérait 35 à
ce moment et environ 250
appareils étaient en service
dans le monde.
• Il n’y avait pas d’indice de perte
de moteur ou d’un détachement
d’une aube, impact d’oiseau ou
autre…
• “Même si le FDR a montré un
mouvement important du
gouvernail de direction, il n’est
pas clair de savoir ce qui a
causé le mouvement ou le rôle
qu’a joué ce mouvement dans la
perte de l’empennage…”
71
AA587
• AA587 a rencontré deux vagues
de tourbillons maginaux d’un B747
qui avait décollé juste avant.
• Le FDR rapporte une grande
accélération latérale après la
première vague, près de 0,1 g.
• Après cette accélération, l’avion a
eu trois grandes accélérations
latérales causées par le
mouvement du gouvernail de
direction (~0,4 g)
• Les données du gouvernail de
direction deviennent alors
indisponibles mais celles du
moteur sont encore enregistrées.
72
AA587
73
AA587
74
AA587
• Seule rupture catastrophique connue pour une application
civile des composites.
• L’accident a amené les médias et la communauté des
composites à se questionner sur l’utilisation de ces
matériaux. Se peut-il que nos méthodologies de
conception ou de validation soient erronées?
• Une réparation installée près des attaches a fait l’objet
d’une enquête rapidement.
• Les simulations ont montré que l’empennage s’est rompu
à 2 fois la charge limite (limit load). Ceci est très près de la
charge à la rupture prévue. Des essais sur les mêmes
composantes sont arrivées à cette même conclusion.
• Conclusion : la composante était bonne – c’est une erreur
du pilote qui a causé l’écrasement.
75
NTSB Report – Some Major Findings
•
See NTSB investigation site:
http://www.ntsb.gov/events/2001/AA587/default.htm
•
Flight 587’s cyclic rudder motions after the second wake turbulence encounter were the result of the
first officer’s rudder pedal inputs.
•
Flight 587’s vertical stabilizer performed in a manner that was consistent with its design and
certification. The vertical stabilizer fractured from the fuselage in overstress, starting with the
right rear lug while the vertical stabilizer was exposed to aerodynamic loads that were about
twice the certified limit load design envelope and were more than the certified ultimate load
design envelope.
•
There is a widespread misunderstanding among pilots about the degree of structural protection that
exists when full or abrupt flight control inputs are made at airspeeds below the maneuvering speed.
PROBABLE CAUSE
•
The National Transportation Safety Board determines that the probable cause of this accident was the
in-flight separation of the vertical stabilizer as a result of the loads beyond ultimate design that were
created by the first officer’s unnecessary and excessive rudder pedal inputs. Contributing to these
rudder pedal inputs were characteristics of the A300-600 rudder system design and elements of the
American Airlines Advanced Aircraft Maneuvering Program.
76