Les composites en aérospatiale

Les composites en aérospatiale
par
Jacques CINQUIN
Docteur en Matériaux composites de l’Université Claude-Bernard LYON I
Responsable du service Matériaux composites et organiques
Centre Commun de Recherche EADS (European Aeronautic Defence and Space) France
1.
1.1
1.2
1.3
Principales motivations .........................................................................
Évolution des composites...........................................................................
Intérêts et inconvénients pour le constructeur .........................................
Intérêts et inconvénients pour les utilisateurs finaux...............................
AM 5 645 - 2
—
4
—
6
—
7
2.
2.1
2.2
2.3
Applications ..............................................................................................
Avions et hélicoptères .................................................................................
Produits spatiaux (satellites).......................................................................
Produits militaires (missiles) ......................................................................
—
—
—
—
8
8
12
13
3.
Perspectives d’utilisation ......................................................................
—
14
4.
Conclusion .................................................................................................
—
14
Pour en savoir plus ........................................................................................... Doc. AM 5 645
e choix des matériaux, quelle que soit l’industrie aérospatiale, automobile,
ferroviaire, sports et loisirs, bâtiment, génie civil... est toujours un problème
complexe où le compromis coût/performance règne en maître.
Aujourd’hui en Europe, le marché aérospatial représente environ 120 000 tonnes
annuelles de matériaux pour la fabrication des structures (avions, hélicoptères,
satellites, missiles), ce qui est relativement modeste si l’on compare ces chiffres
uniquement à l’industrie automobile qui représente un tonnage de matériaux
utilisé environ 100 fois supérieur.
Sur les avions commerciaux, les premiers appareils produits industriellement
en grande série utilisaient essentiellement des alliages d’aluminium, de l’acier et
du titane. Aujourd’hui, les avions commerciaux les plus récents utilisent en
masse encore 54 % d’alliage d’aluminium, mais 20 % de matériaux composites
ont été introduits dans la structure, 13 % d’acier, 6 % de titane et 7 % de matériaux divers.
La qualité première des matériaux composites est de procurer un gain de
masse sur la pièce de structure finale compris entre 25 % et 30 % par rapport à
une solution alliage d’aluminium tout en conservant d’excellentes propriétés
mécaniques. La notion de coûts comparés entre une solution composite et une
solution métallique est quant-à-elle assez complexe et très délicate à maîtriser
selon que l’on parle de coût d’achat des matières de base, où le prix des préimprégnés est plus de dix fois supérieur au prix de l’alliage d’aluminium, ou de prix
de revient de la pièce élémentaire ou de sous-ensemble complets en intégrant
ou non les coûts de maintenance sur la vie du produit.
Les principaux matériaux utilisés pour les fibres sont le carbone, le verre et
l’aramide. Les matrices sont principalement des matrices thermodurcissables
époxydes pour les structures, des matrices thermodurcissables phénoliques
pour les aménagements intérieurs. Les matrices thermoplastiques commencent
à être introduites pour la réalisation de structures primaires.
L
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AM 5 645 − 1
LES COMPOSITES EN AÉROSPATIALE
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Dans cet article, on se propose de présenter les avantages et inconvénients
des matériaux composites pour la réalisation des pièces de structure d’avions,
d’hélicoptères, de satellites et de missiles du point de vue du constructeur et du
point de vue de l’utilisateur final. Dans le dernier paragraphe, on s’efforcera de
présenter les tendances d’évolution d’utilisation des composites sur les structures aérospatiales.
1. Principales motivations
La principale motivation d’utilisation des matériaux composites
pour la réalisation de structures sur les produits aéronautiques est
essentiellement le gain de masse apporté tout en conservant
d’excellentes caractéristiques mécaniques.
Les matériaux composites présentent aussi une quasi-insensibilité à la fatigue en comparaison des matériaux métalliques qui
nécessitent en maintenance un suivi régulier de la propagation des
fissures de fatigue dans les pièces de structure.
De plus, les matériaux composites ne sont pas sujet à la corrosion. Cependant, ils nécessitent une bonne isolation électrique lors
des assemblages avec des pièces en alliage léger entre le composite
et le métal pour éviter la corrosion galvanique de l’aluminium si la
fibre de renfort est en carbone.
Les techniques de fabrication des matériaux composites permettent l’obtention de formes complexes directement par moulage
avec possibilité de réaliser en une seule pièce un ensemble, qui en
métal nécessiterait plusieurs sous-éléments. Cela permet de réduire
les coûts d’assemblage de façon importante. De par la structure et
les procédés de fabrication des composites, les concepteurs de pièces composites peuvent positionner dans une pièce la matière aux
endroits où elle est nécessaire et aligner les fibres de renfort dans
les directions des efforts de la pièce. Pour retirer tout le bénéfice de
l’utilisation des composites sur une structure, il est donc impératif
au niveau du bureau d’étude de disposer d’une filière complète
composite pour concevoir les pièces en fonction du matériau et du
procédé de mise en œuvre le plus adapté.
Si le coût matière première des préimprégnés est relativement
élevé par rapport aux alliages d’aluminium (facteur pouvant être
supérieur à 10), cette différence de coût est en partie compensée par
le fait que les chutes matériaux sont relativement limitées de par les
procédés de fabrication utilisés (moulage). En comparaison, une
pièce en alliage d’aluminium peut présenter des taux de chutes de
matières (matière enlevée à l’usinage) pouvant atteindre 90 %. La
majorité de la matière part donc en copeaux à l’usinage.
Les matériaux composites présentent cependant un certain nombre de particularités qu’il faut prendre en compte.
■ Vieillissement. Si les composites sont insensibles à la corrosion, le vieillissement humide n’est pas à négliger car il induit une
baisse des propriétés. Par contre, cette baisse des propriétés est
limitée, et à partir d’un état de saturation n’évolue plus, ce qui permet de pouvoir prendre en compte cette chute de performance
directement à la conception sans rencontrer de problèmes particuliers au cours de l’utilisation contrairement à la corrosion qui peut
détruire petit à petit l’intégrité des structures métalliques si la protection n’est pas parfaitement réalisée.
■ Tenue à la foudre. Du fait de la conductivité électrique non suffisante des matériaux composites, une protection particulière doit
être utilisée pour protéger les structures contre les foudroiements.
Une solution a été trouvée en ajoutant à la surface des structures un
grillage de bronze qui a pour rôle d’écouler les charges électriques
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accumulées lors d’un foudroiement de la structure en vol. Pour une
structure non protégée, un impact de foudre peut entraîner la perforation de la structure alors qu’après protection par un grillage de
bronze les charges électriques s’écoulent sur la structure sans
endommagement prépondérant de cette dernière.
■ Comportement aux chocs. C’est un paramètre important à
prendre en compte dans le dimensionnement d’une structure en
composite. En effet, des chocs comme la chute des outils lors des
opérations d’assemblage ou de maintenance peuvent entraîner des
délaminages qui peuvent réduire les performances mécaniques de
façon non négligeable (jusqu’à 50 %). Des précautions particulières
doivent être prises pour éviter ce type de désagrément (protection
de certaines zones de pièce avec de la mousse pendant les phases
d’assemblage par exemple).
■ Sensibilité aux trous. Les structures composites sont assemblées généralement par boulonnage et rivetage. Le fait de percer les
structures composites peut entraîner des chutes de performance de
50 % sur certains matériaux. Cette particularité de comportement
est primordiale à prendre en compte lors de la conception des
pièces.
Sur la figure 1 est présentée une rapide comparaison des performances obtenues entre un composite à drapage isotrope et un
alliage d’aluminium. Sur éprouvette initiale non fatiguée, la résistance en traction est identique. Le fait de fatiguer l’éprouvette de
107 cycles ne modifie pas de façon significative la résistance résiduelle en traction du composite (− 11 %) tandis que pour l’alliage
d’aluminium la résistance résiduelle de traction est diminuée de
plus de 60 %. Le fait de percer un trou dans l’éprouvette (les trous
sont nécessaires pour l’assemblage des pièces) ne provoque pas de
chute de résistance résiduelle en traction pour l’alliage d’aluminium
tandis que sur un composite isotrope la chute de résistance résiduelle est de l’ordre de 45 %. Si l’on applique 107 cycles de fatigue
sur une éprouvette trouée on constate sur le composite une chute
de résistance résiduelle de l’ordre de 55 % tandis que sur l’alliage
d’aluminium la chute de résistance peut atteindre 80 %.
Les principales fibres de renfort utilisées pour les matériaux
composites structuraux aéronautiques sont les fibres de carbone
(haute résistance HR, module intermédiaire IM, haut module HM),
les fibres d’aramide, et les fibres de verre.
Les principales matrices utilisées pour les pièces de structure
sont :
— pour les matrices thermodurcissables, les résines époxydes
(polymérisation à 180 ˚C et à 120 ˚C), les résines phénoliques (pour
les aménagements intérieurs) ;
— pour les matrices thermoplastiques, les résines en polyétherimide (PEI), les résines en polysulfure de phénylène (PPS), les résines en polyétheréthercétone (PEEK).
Quelques caractéristiques sont données sur les différents matériaux utilisés en aéronautique au niveau des fibres de renfort, des
matrices et des composites finaux dans les tableaux 1, 2 et 3.
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Résistance en traction
d ’une plaque percée
Tenue en fatigue
après 107 cycles
d ’une plaque percée
Résistance
en traction
Tenue en fatigue
après 107
cycles
(MPa)
(MPa)
(MPa)
(MPa)
Composite
carbone
isotrope
450
~400
~250
~200
Alliage
aluminium
45
~170
50
~90
Figure 1 – Comparaison des performances résiduelles en traction et en fatigue d’éprouvettes en composite à fibres de carbone
et en alliage d’aluminium
(0)
Tableau 1 – Propriétés des principales fibres de renfort utilisées dans les composites pour l’aérospatiale
Contrainte rupture
en traction
(MPa)
Module
de traction
(GPa)
Allongement à rupture
(%)
Densité
Coefficient de dilatation
sens fibre
(10−6/K)
Carbone HR
3 900
230
1,6
1,77
− 0,1 à − 0,3
Carbone IM
5 300
300
1,8
1,78
− 0,3 à − 0,8
Carbone HM
3 900
540
0,7
1,93
− 0,8 à − 1,5
Bore
3 600
400
0,9
2,5
Aramide
3 600
125
2,9
1,44
− 5,2
Verre S
4 500
73
5
2,5
2
Type de fibres
(0)
Tableau 2 – Propriétés des principales matrices utilisées dans les composites pour l’aérospatiale
Type de matrice
Époxyde 180 ˚C
Contrainte rupture
en traction
(MPa)
Module
de traction
(MPa)
Allongement
à rupture
(%)
Densité
80
3 600
2,5
1,3
Température
transition vitreuse
(˚C)
Température fusion
180
Sans objet
Phénolique
(˚C)
Sans objet
Bismaléimide
100
4 100
2,4
1,3
260
Polyimide
Sans objet
Sans objet
Thermoplastique
Polysulfure de phénylène
(PPS)
65
3 800
1,6
1,35
90
283
Thermoplastique
Polyétheréthercétone
(PEEK)
100
3 600
4,9
1,3
143
334
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LES COMPOSITES EN AÉROSPATIALE
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(0)
Tableau 3 – Comparaison des caractéristiques des principaux matériaux composites utilisés en aérospatiale
Matériaux
Module d’Young E en traction UD 0˚ Résistance à la rupture en traction UD 0˚
(GPa)
(MPa)
Densité d
E/d
Époxyde/carbone HR
1,6
143
2 000
89
Époxyde/carbone IM
1,6
174
2 400
108
Époxyde/carbone HM
1,7
320
2 000
188
2
25
350
12,5
Époxyde/aramide
1,35
70
1 500
52
Alliage aluminium
2,7
70
300 à 650
26
1 100
27
Époxyde/verre 55 % fibre en volume
Acier
7,8
210
Titane
4,5
120
27
UD 0˚ : unidirectionnelle dans le sens des fibres.
1.1 Évolution des composites
1.1.1 Avions et hélicoptères
Présents depuis le début des années 1960 sur les structures
d’avions civils, les composites fibres de verre/résine organique
ont été introduits en quantité sans cesse croissante par tous les
constructeurs d’avions au fur et à mesure du lancement des nouveaux programmes ou du développement d’avions existants. Les
applications restent toutefois limitées, en raison du manque de rigidité de la fibre de verre, aux aménagements intérieurs comme les
planchers et aux structures secondaires comme les carénages et
capotages. L’utilisation des composites renforcés par des fibres de
verre a atteint un plafond avec les avions civils gros porteurs de type
Airbus A300 B2/B4 et les premiers Boeing 747 au début des années
1970. Par exemple sur Airbus A300 B2/B4, les composites à base de
fibres de verre sont introduits à hauteur de 3,3 t ce qui représente
6 % de la masse de la structure de l’avion. Les premières applications des composites renforcés avec des fibres de carbone sont
apparues au début des années 1970 avec des pièces secondaires
comme les portes de nacelles sur le Vautour, ou des parties mobiles
de voilure sur Concorde. L’utilisation intensive du carbone comme
fibre de renfort sur les composites pour avions civils débute dans la
fin des années 1970 avec les aérofreins et les bielles de support
plancher sur Airbus A310. À la fin des années 1980, les composites à
base de fibres de carbone ont été introduits pour la première fois en
production sur une voilure d’avions civils ATR72, avion de transport
d’une capacité de 70 personnes. À la fin des années 1970, les fibres
d’aramide font leur introduction comme matériau de renforcement
des composites. Les premières utilisations se trouvent sur des carénages réalisés principalement en conception sandwich avec une
âme nid d’abeille.
La figure 2 présente les différentes introductions de pièces
composites sur les avions Airbus.
+ Ailerons
+ Caisson externe
plan horizontal
+ Volets
+ Spoilers
+ Aérofreins
Capot
Radôme
1970-1980
A 300-B2
+ Caisson interne
plan horizontal
+ Trappes train
d'atterrissage
+ Ailerons
+ Élevons
+ Caisson
dérive
1980-1990
A 310-200
+ Nacelles monolithiques
+ Poutre ventrale
+ Fond arrière étanche
fuselage
1990-2000
A 320-200
A 340-300
A 310-300
2000-2010
A 340-600/500
A 330-300
Figure 2 – Introduction des pièces composites de structure sur avions Airbus
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(0)
Tableau 4 – Principales pièces composites introduites sur les avions militaires
Gain de masse
Appareil
Élément
Matériau
Date
F111
Déflecteur d’air
Bore/résine
1966
24
F14
Empennage horizontal
Bore/résine
1970
19
F15
Empennage vertical
Bore/résine
1971
25
(%)
F15
Empennage horizontal
Bore/résine
1971
22
Mirage III
Gouvernail de direction
Carbone/résine
1975
20
Mirage F1
Empennage horizontal
Bore/résine
1976
15
Mirage F1
Aileron
Carbone/résine
1976
26
F16
Empennage horizontal
Carbone/résine
1976
≈ 20
F16
Empennage vertical
Carbone/résine
1976
≈ 20
Mirage 2000
Elevons
Carbone/résine
1977
≈ 20
Mirage 2000
Empennage vertical
Carbone/résine
1978
≈ 20
B1
Empennages
Bore-carbone/résine
1978
19
Mirage 4000
Empennage vertical
Carbone/résine
1978
≈ 20
F18
Revêtement voilure
Carbone/résine
1978
≈ 20
AV8B
Voilure
Carbone/résine
1978
≈ 20
Alpha jet
Empennage horizontal
Carbone/résine
1980
≈ 20
Rafale
Voilure et zone fuselage
Carbone/résine
1994
≈ 20
Eurofighter
Voilure et zone fuselage
Carbone/résine
1995
≈ 20
Le rapide développement des composites sur les avions militaires est né des exigences des concepteurs qui reposaient sur la rigidité et la charge de rupture maximale pour une densité minimale de
la structure. Les premières pièces ont utilisé les fibres de verre mais
les applications se sont limitées aux zones non critiques du fait de la
rigidité insuffisante de la fibre de verre. L’apparition des fibres de
bore dans les années 1960 a permis d’introduire des pièces composites à matrice organique comme les déflecteurs d’air sur le F111 ou
les empennages horizontaux et verticaux des F14 et F15. Du fait du
coût prohibitif de la fibre de bore, cette dernière a été progressivement remplacée par la fibre de carbone avec une première application au milieu des années 1970 sur le gouvernail de direction du
Mirage III. Le tableau 4 présente les principales pièces introduites
en composite sur les avions militaires.
Pour les hélicoptères, dès les années 1950 les composites verre/
polyester puis les composites fibres de verre/résine époxyde ont été
utilisés sur des pièces secondaires telles que des capots ou des
carénages. À la fin des années 1960, les premières pales composites
réalisées en fibres de verre/résine époxyde et nid d’abeille sont
introduites sur les hélicoptères. Au milieu des années 1970, des
moyeux rotor intégralement en composite bobiné fibres de verre/
résine époxyde sont introduits sur les hélicoptères Écureuil et Dauphin. Au milieu des années 1980, la dérive avec fenestron intégré
ainsi que des parties de fuselage d’hélicoptère sont réalisées en
composite. À la fin des années 1990, les premiers hélicoptères avec
un fuselage tout composite font leur apparition avec le NH90 et le
Tigre.
Il faut noter que l’introduction sans cesse croissante des matériaux composites dans les structures d’avions et d’hélicoptères se
fait au détriment des alliages d’aluminium. Les aciers, essentiellement utilisés dans les trains d’atterrissage, restent à environ 13 %
d’utilisation en masse sur les avions civils tandis que le titane principalement utilisé dans les pièces de fixation des réacteurs à la cellule reste environ à 6 % d’utilisation en masse.
1.1.2 Produits spatiaux (satellites)
Les premières pièces composites sont introduites sur les satellites
dans la fin des années 1970. Les matériaux utilisés sont essentiellement des fibres de carbone haut module avec résine époxyde. Des
fibres de carbone classiques haute résistance sont aussi utilisées
pour certaines pièces.
1.1.3 Produits militaires (missiles)
Les premiers matériaux composites ont été introduits sur les missiles balistiques dans le milieu des années 1960 par l’utilisation de
structures bobinées fibres de verre/résine époxyde. Les structures
bobinées fibres d’aramide/résine époxyde ont été introduites dans
la fin des années 1970. Les fibres de carbone pour la réalisation de
structures bobinées ont été introduites dans le milieu des années
1970.
Pour les missiles tactiques, les premières utilisations de composite sont apparues vers la fin des années 1960 avec la réalisation de
tubes lance-missiles bobinés en fibres de verre/résine époxyde ainsi
que la réalisation de réservoirs à poudre de propulsion avec les
divergents bobinés en fibres de verre/résine phénolique. Les fibres
d’aramide ont été introduites vers la fin des années 1970 sur les
tubes lance-missiles et sur les réservoirs de gaz haute pression.
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LES COMPOSITES EN AÉROSPATIALE
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Tableau 5 – Comparaison du coût et du nombre de pièces pour des éléments réalisés en composite et en métal
Dérive hélicoptère Dauphin
Alliage léger
Composite
Moyeu rotor Dauphin
Alliage léger
Composite
Dérive Airbus
Alliage léger
Composite
Nombre de pièces
231
88
293
92
~ 2 000
~ 100
Assemblage
5 940 rivets
Collage 2 phases
Rivetage
Bobinage
+ assemblage
~ 50 000
rivets
Cocuisson
+ assemblage
Coût relatif fabrication
(%)
100
66
100
35
100
Valeur
non disponible
1.2 Intérêts et inconvénients
pour le constructeur
métallique (couramment en bronze) sur le dernier pli des pièces
(sous la couche de peinture) facilite l’écoulement des charges électriques à la surface des pièces pouvant être exposées aux impacts
de foudre.
1.2.1 Avions et hélicoptères
La sensibilité aux chocs de faible énergie, comme la chute d’outils
lors des opérations d’assemblage ou de maintenance des appareils,
est un point particulier qui nécessite de prendre des actions de protection.
Le constructeur pour rester compétitif par rapport aux produits
des concurrents doit proposer les produits les plus performants à un
prix acceptable. Pour les avions et hélicoptères, tout gain de masse
sur une structure se répercute immédiatement soit par :
— des systèmes supplémentaires embarqués d’aide à la navigation ou au pilotage de l’appareil ;
— soit par une masse embarquée de carburant plus importante,
ce qui permet d’augmenter le rayon d’action ;
— soit par une masse de fret ou un nombre de passagers plus
élevé, ce qui augmente la rentabilité de l’appareil.
D’une façon générale, pour un grand nombre d’exemples de
pièces secondaires et même primaires, le coût d’acquisition des
pièces composites est équivalent à celui des pièces métalliques,
mais dans certains cas, le constructeur peut être amené à accepter
un coût sensiblement plus élevé, à condition que le gain de masse
apporté par les composites soit suffisant. C’est là qu’intervient la
notion de « taux d’échange » ou de prix à payer au kilogramme
gagné dont la valeur peut varier suivant la pièce pour un avion ou
un hélicoptère entre 250 € et 500 € par kilogramme gagné.
Parmi les avantages des matériaux composites, un certain nombre d’entre eux concerne un facteur important dans le transport
aérien : la sécurité. Par leur caractère organique, les matériaux
composites sont insensibles à la corrosion. Ils ont un excellent
comportement en fatigue et leur structure fibreuse fait qu’une rupture brutale de pièce en service est quasiment impossible. Pour les
avions, le niveau de sollicitation en fatigue étant faible, il n’y a pas
propagation des dommages. Pour les cas où les sollicitations en
fatigue sont plus élevées comme pour les hélicoptères, il est souvent possible, au niveau du dimensionnement, de choisir le mode
d’endommagement qui ne remet pas en cause la fonction essentielle de la pièce, au moins pendant la durée qui sépare deux inspections de maintenance. Un autre type d’avantage concerne les
performances. Outre la possibilité d’obtenir des surfaces plus lisses
par l’absence de rivets, les composites permettent d’obtenir des formes complexes, donnant ainsi toute liberté aux concepteurs des
pièces d’adapter la géométrie externe de ces dernières pour optimiser le rendement aérodynamique et de ce fait augmenter les performances des appareils. Pour le constructeur, l’utilisation des
matériaux composites permet lors de la conception et de la fabrication des pièces, de réaliser des ensembles élémentaires intégrant
plusieurs fonctions, ce qui permet de diminuer le nombre de pièces
élémentaires réduisant de fait les opérations d’assemblage intermédiaire. Des exemples sont donnés tableau 5.
La conductivité électrique des composites à matrice organique
étant relativement faible même lors de l’utilisation de fibres de carbone, des précautions particulières ont dû être prises pour remédier
au problème de foudroiement. Par exemple, l’ajout d’un grillage
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1.2.2 Produits spatiaux (satellites)
Pour les satellites, la chasse au kilogramme gagné est encore plus
vitale que pour les avions ou hélicoptères, et le taux d’échange qui
était compris entre 250 € et 500 € par kilogramme gagné sur avion
ou hélicoptère peut atteindre pour certaines pièces de satellite des
valeurs de l’ordre de 40 000 € par kilogramme gagné.
Un des principaux problèmes pour les satellites de télécommunication ou d’observation est la stabilité géométrique de la structure
des antennes d’émission et de réception. La moindre variation géométrique des antennes induit une perte de qualité du signal transmis et fait donc chuter les performances du satellite. Même si l’on
peut ajouter des correcteurs de positionnement de structure pour
maintenir la qualité des signaux transmis, ces systèmes ont une certaine masse qu’il convient de réduire le plus possible pour embarquer le maximum de masse « utile » de canaux de transmission
d’informations. Les déformations de la structure peuvent avoir une
origine thermique avec des expositions en température pouvant
varier entre − 180 ˚C lorsque le satellite est dans l’ombre et + 160 ˚C
lorsque le satellite est exposé au soleil. De plus, sur la même structure, entre la face éclairée par le soleil et la face à l’ombre, le gradient de température peut être important. Les structures en
matériaux composites à matrice organique, de par la valeur négative du coefficient de dilatation thermique des fibres de carbone et
la valeur positive du coefficient de dilatation thermique de la
matrice, peuvent, avec une orientation optimisée des différentes
couches constituant la structure, présenter globalement un coefficient de dilatation thermique proche de zéro pour l’ensemble de la
structure. La stabilité géométrique de la structure est aussi apportée
par la raideur globale de la structure. L’utilisation de fibres de carbone très haut module sur les composites permet de répondre à
cette préoccupation.
Le principal inconvénient des composites à matrice organique
pour les applications satellites est sans aucun doute la reprise
d’humidité. Pendant les opérations d’assemblage et pendant le
stockage avant lancement, la structure d’un satellite est soumise à
des ambiances extérieures pouvant contenir plus de 90 % d’humidité relative. Les matrices organiques absorbent l’humidité de l’air.
Cette absorption d’humidité sur les matrices utilisées pour les applications spatiales peut représenter des prises de poids pouvant
atteindre des valeurs de l’ordre de 1 % en masse sur composite.
Cette reprise d’humidité engendre deux inconvénients qui sont :
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— une variation de volume de la structure, ce qui entraîne une
déformation de cette dernière avec tous les inconvénients listés
précédemment ;
— une désorption de l’humidité après largage du satellite dans
l’espace avec pollution possible de la surface des miroirs d’antenne
entraînant une atténuation des signaux de transmission.
C’est pour ces raisons que les satellites une fois fabriqués sont
stockés en ambiance sèche et même parfois sous vide avant d’être
lancés pour éviter les reprises d’humidité dans la structure composite.
1.2.3 Produits militaires (missiles)
Pour les missiles, le principal avantage pour le constructeur d’utiliser des matériaux composites est de pouvoir proposer à ses clients
des produits plus performants. Nous ne parlerons pas ici du gain de
masse dont les avantages sont présentés dans le paragraphe 1.3.3.
Par contre, l’utilisation des composites sur les ailettes de guidage
des missiles permet de garder une bonne maîtrise de la trajectoire
jusqu’à la cible finale. À cause de l’échauffement cinétique provoqué
par le frottement de l’air sur la structure des ailettes de missile en fin
de trajectoire, les ailettes en alliage d’aluminium peuvent fondre
dans certaines conditions et le missile poursuit sa trajectoire sans
contrôle, ce qui entraîne une perte de précision du tir. L’utilisation de
matériaux composites sur les ailettes de par une plus faible conductivité thermique fait qu’en fin de mission, les ailettes conservent une
certaine intégrité de forme, ce qui permet de maintenir la trajectoire
du missile sans perte de précision.
1.3 Intérêts et inconvénients
pour les utilisateurs finaux
1.3.1 Avions et hélicoptères
L’utilisateur final, dans le cas des avions et hélicoptères la compagnie aérienne ou l’opérateur, ne voit dans l’utilisation de composite
pour la réalisation de pièces de structure que l’augmentation de performance proposée sur le produit final et les opérations de maintenance associées. Le paragraphe 1.3.4 présente l’aspect maintenance
de façon plus précise.
Sur le plan de la performance, pour un avion civil, environ 30 %
de la masse totale de l’appareil en état de vol provient de la masse
de la structure, environ 20 % provient des moteurs et des systèmes
et environ 50 % provient de la charge marchande et du carburant.
Exemple : sur un Airbus A320, la structure représente environ
22 500 kg. Sur ces 22 500 kg, on a environ 20 % de composite soit
environ 4 500 kg. Si l’on considère que le composite permet de gagner
en moyenne 25 % de masse, le gain de masse sur la structure représente environ 1 100 kg.
Ce gain de masse, environ 5 % par rapport à une structure équivalente entièrement métallique, se traduit par une augmentation de la
charge marchande de l’avion et par une diminution de consommation non négligeable par rapport à la charge marchande transportée.
Sur la vie de l’avion, l’économie de carburant représente plusieurs
milliers de tonnes de kérosène.
1.3.2 Produits spatiaux (satellites)
L’utilisateur final dans le cas des satellites sera défini comme
l’opérateur du satellite. Sur la durée de vie d’un satellite, l’utilisateur
final n’a en général pas d’opération de maintenance à effectuer sur
la structure. Le principal avantage pour l’utilisateur final de l’intro-
duction des composites sur les structures satellites est le gain de
masse réalisé.
Exemple : l’utilisation de matériaux composites sur la structure
d’un satellite de télécommunication de type Intelsat 5 permet un gain
de masse de l’ordre de 4 % sur l’ensemble du satellite équipé avec ses
instruments de communication et ses moteurs. Ce gain de masse permet de gagner 9 kg qui sont mis à profit pour augmenter le nombre de
circuits de communication. Sur une durée d’utilisation de 7 ans, la location de ces circuits de communication supplémentaires permet de
rembourser le prix de mise en orbite du satellite.
1.3.3 Produits militaires (missiles)
Pour l’utilisateur final des missiles qui est le militaire sur le champ
de bataille, le principal avantage de l’utilisation des composites est
encore le gain de masse obtenu. Pour les missiles portables ou
lance-rockets, ce gain de masse permet une meilleure manœuvrabilité par le fantassin sur le terrain. Pour les missiles tactiques, le gain
de masse permet soit d’augmenter le rayon d’action du missile, soit
d’augmenter la puissance des systèmes d’aide à la navigation, soit
d’augmenter la charge utile, ce qui se traduit dans tous les cas par
une augmentation des performances du missile. Les matériaux
composites offrent aussi la possibilité de proposer des structures
globalement plus discrètes vis-à-vis de la détection radar. De plus,
l’insensibilité à la corrosion des matériaux composites facilite la
mise en place des conditions de stockage de longue durée des missiles.
Par contre, du fait de la sensibilité aux chocs des matériaux composites, des précautions particulières de manutention doivent être
prises pour éviter d’endommager les structures.
1.3.4 Maintenance en service
Au niveau de la maintenance en service, les principales structures
concernées sont les structures d’avions, les structures d’hélicoptères et dans une moindre mesure les structures de missiles. Les
structures de satellites ne sont pratiquement pas concernées par les
problèmes de maintenance.
Pour les avions et hélicoptères, l’introduction des composites a
obligé les compagnies aériennes à mettre en place de nouvelles
méthodes de détection de dommages (contrôles ultrasons) et de
réparation adaptées aux composites. Du fait de la grande diversité
des matériaux composites utilisés sur les différents avions ou hélicoptères existant sur le marché, les ateliers de maintenance sont
obligés d’avoir à disposition un nombre relativement important de
kits de réparation adaptés à chaque nuance de composite utilisé.
Ces kits de réparation ont en général des durées de vie limitées
(environ 12 mois stockés à − 18 ˚C) et sont relativement onéreux du
fait de leur approvisionnement en faible quantité. De plus, ces produits sont très souvent mis à la poubelle à cause de leur date de
péremption qui arrive à échéance avant d’avoir trouvé une utilisation de réparation. Il faut tout de même signaler que les problèmes
de réparation concernent pour l’instant essentiellement les composites sandwich qui sont relativement sensibles aux chocs et utilisés
sur des pièces plus exposées aux dommages (radômes, trappes de
trains d’atterrissage, pièces mobiles de voilure). Le principal inconvénient d’une structure sandwich légèrement endommagée est
qu’elle peut laisser entrer de l’eau à l’intérieur des alvéoles du nid
d’abeille. Cette eau emprisonnée diminue la durée de vie de la pièce,
facilite le décollement de la peau du sandwich et alourdit considéra-
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blement la pièce de structure concernée. Sur les composites monolithiques, ce problème ne se pose pas.
Exemple : le cas de la voilure extrême de l’ATR 72 est intéressant. Sur environ 300 avions en service, avec une première mise en
service en 1987, aucun ennui majeur n’a été constaté sur les parties
composites, avec un coût de maintenance réduit de 30 % par rapport
au coût de maintenance d’une voilure équivalente en matériau métallique. Ce coût de maintenance est réduit essentiellement par l’absence
de corrosion et l’absence de propagation de fissures de fatigue qu’il est
nécessaire de répertorier et dont il faut suivre l’évolution.
2. Applications
2.1 Avions et hélicoptères
2.1.1 Pièces d’aménagement intérieur
Les matériaux composites ont très vite trouvé leur place sur les
pièces d’aménagement intérieur d’avions ou d’hélicoptères. Les
principales caractéristiques demandées pour ces applications sont :
— une mise en œuvre pouvant être réalisée de façon peu onéreuse sans utilisation de moyens lourds comme les autoclaves ;
— des propriétés de feu/fumée/toxicité répondant aux normes en
vigueur.
Ce dernier point est très important car il représente le principal
inconvénient pour l’utilisation des matériaux composites à matrice
organique dans les aménagements intérieurs. De nombreuses victimes du transport aérien périssent non pas à cause du crash de
l’avion mais asphyxiées par les fumées dégagées lors des incendies
qui se déclarent à la suite du crash. Pour les aménagements intérieurs d’avions, les trois principales exigences concernent l’opacité
des fumées, la toxicité de fumées et la quantité de chaleur dégagée
par le matériau, pendant la combustion.
Les pièces d’aménagement intérieur qui se situent dans la partie
visible de la cabine sont les panneaux de revêtement et d’habillage
du fuselage (figure 3), les pourtours de hublots, les coffres à bagages, les tablettes de sièges, les galets de service. Les planchers font
aussi partie des aménagements intérieurs bien qu’un minimum de
performances mécaniques soit requis pour ces pièces. Les planchers avions sont des structures sandwich avec âme nid d’abeille
Nomex (résine phénolique sur fibres d’aramide) avec des peaux en
fibres carbone ou de verre dans une résine époxyde. Pour les pièces
non visibles, on trouve les conduites de conditionnement d’air
(figure 4).
Figure 4 – Pièce aménagement intérieur d’avion de conditionnement
d’air en composite tissu de fibres de verre dans une résine
phénolique
Les pièces d’aménagement intérieur sont principalement réalisées en composites renforcés par des tissus en fibres de verre ou
d’aramide dans une matrice phénolique. Les matrices phénoliques
sont utilisées à cause de leurs bonnes propriétés en feu/fumée/toxicité malgré une mise en œuvre délicate avec dégagement de produit de réaction pendant la polymérisation qui nécessite des
gammes de fabrication adaptées permettant d’évacuer le produit de
réaction formé (eau).
2.1.2 Pièces de structure
L’utilisation des matériaux composites sur les structures d’avions
n’a cessé de croître au fil des années. Le tableau 6 présente les taux
d’utilisation de composite par rapport à la masse totale de structure
de l’appareil.
(0)
Tableau 6 – Taux de matériaux composites par rapport
à la masse totale de structure
Type
Programme
Année
d’introduction
Taux de composite
(% en masse
de la structure)
Avions
d’affaire
AVTEK 400
1985
80
BEECH
STARSHIP
1986
78
0,5
Avions civils
Figure 3 – Pièce aménagement intérieur d’avion en composite
tissu de fibres de verre dans une résine phénolique
AM 5 645 − 8
DC9
1965
B747
1969
1,5
A300-600
1980
4,5
MD80
1981
1
A310
1982
8
B767
1983
3,5
B737-300
1984
1
A320
1988
20
B747-400
1990
2
A340
1991
18
MD11
1991
4,5
B777
1996
10
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Tableau 6 – Taux de matériaux composites par rapport
à la masse totale de structure (suite)
Type
Programme
Année
d’introduction
Taux de composite
(% en masse
de la structure)
Avions
de transport,
militaires et
bombardiers
B-1B
1984
6
C-17
1992
6
B2
1995
38
Avion
de chasse
F-111
1967
2
F-15
1972
5
F-16
1975
2
F-18C/D
1978
13
AV-8B
1982
28
RAFALE
1994
29
EUROFIGHTER
1994
38
F-22
1996
28
■ Sur tous les avions civils, de type Airbus ou Boeing, l’appareil
qui utilise le plus de composite en pourcentage est l’Airbus A320. Le
taux de composite de la structure représente environ 20 % du total
de la masse. Les pièces réalisées en composite sur l’Airbus A320
(figure 5) sont principalement :
— les radômes fabriqués en structure sandwich avec âme nid
d’abeille Nomex (résine phénolique sur papier en fibres d’aramide)
et peaux en tissu de fibres de quartz dans une résine époxyde. Cette
pièce a pour but principal de protéger les instruments de navigation
de l’appareil (radars) des chocs pouvant intervenir comme par
exemple les collisions avec les oiseaux pendant les phases de
décollage et d’atterrissage. De par sa fonction, la qualité première
demandée à cette pièce est la transparence aux ondes électromagnétiques. Pour respecter cette exigence, les fibres de carbone ne
peuvent pas être utilisées. Les radômes doivent assurer le maintien
du profil aérodynamique en résistant à la pression exercée par l’air
en vol. De nombreuses opérations de réparation sont effectuées au
cours de la vie de l’appareil sur les radômes ;
— toutes les parties mobiles de la voilure en grande partie aussi
réalisées en structure sandwich (ailerons, volets de profondeur,
aérofreins) avec pour les zones les plus chargées mécaniquement
l’utilisation de composite monolithique. Certaines de ces pièces suivant leur positionnement par rapport aux roues du train d’atterrissage sont aussi soumises à de nombreux endommagements
provoqués pendant les phases de roulage sur piste au décollage et
à l’atterrissage par projection d’éléments comme des gravillons. La
figure 6 présente une partie mobile d’Airbus A320 ;
— les carénages de protection du train d’atterrissage sous l’avion
qui ont surtout un rôle aérodynamique vis-à-vis du train d’atterrissage en position rentrée pendant le vol de l’appareil. Ces pièces sont
réalisées en structure sandwich avec âme Nomex et peaux en tissus
de fibres de verre ou d’aramide dans une résine époxyde. Ces pièces sont aussi soumises aux dommages lors du roulement de
l’appareil sur la piste et aussi aux collisions des engins de manutention lors des opérations de chargement et de déchargement des
soutes de l’appareil ;
— la dérive et les plans horizontaux arrières qui sont essentiellement réalisés en composite monolithique à partir de préimprégnés
nappe unidirectionnelle ou tissu de fibres de carbone dans une
résine époxyde. Pour les pièces monolithiques réalisées à partir de
préimprégné nappe unidirectionnelle, l’utilisation de machines à
draper automatiques (réalisation de l’empilement des différentes
couches de préimprégné) a contribué très fortement à la réduction
des coûts de fabrication des pièces de structure en composite.
Dérive verticale
Aileron
Volet
Caisson de dérive
Carénage de
guide de volet
Mât réacteur
Spoiler
Plan horizontal arrière
Porte d'accès
Aérofreins
Râdome
Portes d'accès
Trappe de train
d'atterrissage
Carénage de protection
du train d'atterrissage
Planchers passagers en composite à fibres de carbone
Composite à fibres de carbone
Composite à fibres de verre
Composite à fibres d'aramide
Composite à fibres de quartz
Figure 5 – Pièces de structure en composite sur avion Airbus A320
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Figure 6 – Partie mobile de voiture Airbus A320 en composite
sandwich âme nid d’abeille papier en fibres d’aramide/résine
phénolique et peaux en tissu en fibres de carbone/résine époxyde
(ferrures de liaison métalliques)
Figure 9 – Fond arrière étanche de fuselage Airbus A340-500/600.
Pièce en composite sandwich et monolithique tissu en fibres
de carbone dans une résine époxyde
Sur les derniers avions Airbus qui ont été conçus, l’usage des
composites a encore progressé. Dans l’A340-500/600 on utilise des
composites monolithiques pour :
Figure 7 – Poutre ventrale composite sur avion Airbus A340-500/600.
Pièce de 16 m de long en composite monolithique fibres de carbone
dans une résine époxyde
— la réalisation de deux poutres ventrales de 16 m de long environ (poutres situées en partie basse du fuselage au niveau de la voilure qui permettent de reprendre les efforts du train d’atterrissage).
Pour ces deux poutres ventrales (figure 7), l’utilisation du composite a permis de gagner globalement 1 600 kg par rapport à une
solution en alliage d’aluminium. Les matériaux utilisés sont des
préimprégnés à base de nappes unidirectionnelle et de tissu en
fibres de carbone dans une résine époxyde ;
— les bords d’attaque de voilure (figure 8) fabriqués en composite monolithique avec des tissus de fibres de verre dans une
matrice thermoplastique polysulfure de phénylène (PPS) ;
— le fond arrière étanché du fuselage, pièce circulaire (figure 9)
de grande dimension, qui permet de réaliser l’étanchéité du fuselage à l’arrière de l’appareil entre la zone pressurisée et la zone non
pressurisée. Cette pièce est fabriquée en composite monolithique et
sandwich à partir de préimprégnés tissu en fibres de carbone dans
une résine époxyde.
Sur un avion, la voilure fait partie des zones de structure qui sont
mécaniquement les plus chargées. Le premier avion de série dédié
au transport civil qui a intégré un caisson extrême de voilure réalisé
en composite est l’ATR72 qui est sorti en 1989. La voilure est réalisée
en composite monolithique à partir de préimprégné unidirectionnel
en fibres de carbone dans une résine époxyde. Cette pièce
(figure 10) est conçue à partir de panneaux plans de 7 m de long
avec raidisseurs intégrés.
Figure 8 – Bord d’attaque de voilure sur Airbus A340-500/600.
Pièce en composite monolithique avec tissus en fibres de verre
dans une résine thermoplastique PPS
AM 5 645 − 10
Sur le futur gros porteur Airbus A380, par rapport aux programmes précédents, la grande innovation qui est une première mondiale sera l’introduction de la structure caisson central de voilure qui
sera réalisée en composite. Cette pièce de 7 m par 7 m et de 3 m de
haut (figure 11) est la pièce la plus chargée mécaniquement dans un
avion. Les panneaux présenteront des zones courantes pouvant
atteindre 44 mm d’épaisseur. Les matériaux utilisés seront des
composites monolithiques réalisés avec des préimprégnés en fïbres
de carbone haute résistance et module intermédiaire dans une
résine époxyde. L’utilisation du composite sur cette structure permet
un gain de masse de 3 000 kg environ par rapport à la même structure réalisée en alliage d’aluminium.
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Figure 10 – Caisson de voilure composite monolithique d’ATR72
en fibres de carbone/résine époxyde
Figure 12 – Pales de rotor principal d’hélicoptère en composite
pales qui est déjà atteinte avec les pales réalisées en matériaux
métalliques. Pourtant, les composites vont rapidement s’imposer
dans les années 1960 comme la solution incontournable pour la
réalisation des pales (figure 12). Plusieurs raisons ont dicté ce
choix :
— les performances en fatigue des matériaux composites. Une
pale métallique, à cause de la propagation des fissures en fatigue
nécessite d’être remplacée toutes les 2 000 h de vol. Une pale
composite, insensible aux problèmes de fatigue, présente une
durée de vie supérieure à la durée de vie globale de l’hélicoptère. Le
gain obtenu sur le coût d’exploitation de l’hélicoptère est très significatif (− 66 %) ;
— la possibilité de réaliser par moulage des formes
aérodynamiques optimisées (section cambrée et vrillée), ce qui permet par exemple sur un AS330 d’augmenter la masse au décollage
de 400 kg (+ 6 %) et de diminuer la consommation de carburant en
vol de croisière de 6 % environ ;
— le prix de revient global d’une pale en matériau composite qui
est diminué de plus de 20 % par rapport au prix de revient de la
même pale réalisée en matériau métallique.
Tous ces avantages permettent de proposer des hélicoptères avec
une diminution de l’ordre de 13 % du coût de revient du kilogramme
transporté par kilomètre.
Les pales sont réalisées en structure sandwich avec des zones
monolithiques à partir de composite contenant des fibres de verre,
des fibres de carbone haute résistance et des fibres de carbone haut
module dans une résine époxyde. Les matériaux d’âmes utilisés
sont de la mousse et du nid d’abeille. Pour compenser le gain de
masse procuré par le composite, les pales sont lestées avec des
contrepoids en plomb. Les bords d’attaque, pour des problèmes
d’érosion, sont en acier inoxydable.
Figure 11 – Schéma du caisson central de voilure en composite
de l’Airbus A380
■ Sur les hélicoptères civils, les composites représentent entre
25 % et 30 % de la masse totale de structure. Si en règle générale,
les composites sont introduits pour gagner entre 25 % et 30 % de
masse par rapport à une solution métallique, il existe sur hélicoptère une exception à cette règle, les pales. En cas de panne turbine
moteur, la réglementation impose qu’un hélicoptère puisse se poser
en utilisant le phénomène d’autorotation des pales. La mise en autorotation n’est pas possible au-dessous d’une masse minimale des
Le moyeu rotor (figure 13) est l’exemple typique de pièce qui réalisée en composite permet un gain de coût global obtenu essentiellement par la diminution du nombre de pièces élémentaires
(tableau 7). Les moyeux de l’ancienne génération étaient entièrement métalliques, les articulations étaient assurées par des systèmes de roulement à aiguilles ou à billes chers, lourds et demandant
une maintenance relativement importante (graissage, vérification et
renouvellements périodiques). Les matériaux composites ont permis de remplacer avantageusement ces roulements par des zones
souples et de simplifier les concepts par une bonne intégration des
fonctions. Le moyeu du Dauphin en composite divise par trois le
nombre de pièces, par trois le prix de revient et divise par deux la
masse totale de l’ensemble. Les matériaux utilisés sont des fibres de
verre dans une résine époxyde.
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LES COMPOSITES EN AÉROSPATIALE
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Figure 13 – Moyeu rotor principal hélicoptère en composite
(0)
Tableau 7 – Gain de masse et de coût de pièces
d’hélicoptères composites par rapport à la même
pièce métallique
Pièce
Matériau
fibres/résine
Variation
de masse par
rapport à une
solution
métallique
(%)
Variation
de coût par
rapport à une
solution
métallique
(%)
Carénages
Aramide/époxyde
− 55
− 80
Empennage
horizontal
Carbone/époxyde
− 45
− 55
Moyeu rotor
principal
Verre/époxyde
− 40
− 65
Portes
Aramide/époxyde
− 30
− 70
Siège pilote
Aramide/époxyde
− 20
− 80
Moyeu rotor
fenestron
Verre/époxyde
− 20
− 60
Dérive
fenestron
Aramide-carbone/
époxyde
− 20
− 35
Dérive
empennage
Carbone/époxyde
− 20
+ 10
Planchers
Aramide-carbone/
époxyde
− 20
+ 70 %
(pas rentable)
Verrière
Aramide-carbone/
époxyde
− 15
− 50
Pales
Verre-carbone/
époxyde
0
− 30
Les autres pièces d’hélicoptère qui sont réalisées en composite
sont les carénages, la dérive avec fenestron intégré, l’armature de
verrière... Dans le tableau 7 sont présentés pour quelques pièces
type d’hélicoptères les gains de masse et de coût par rapport à une
solution métallique.
2.1.3 Pièces de structures zones moteurs
Pour les parties proches des moteurs, les composites à matrice
organique peuvent encore trouver des applications dans les zones
tièdes. Sur hélicoptère, les capots moteurs sont réalisés en composite, les températures d’utilisation sont de l’ordre de 150 ˚C en
continu. Les matrices époxydes peuvent être utilisées, mais la température de service, relativement élevée pour ce type de matériau,
provoque un vieillissement accéléré de la structure en accélérant les
phénomènes de fïssuration, ce qui raccourcit la durée de vie de la
AM 5 645 − 12
Figure 14 – Entrée d’air et nacelle du moteur pour Airbus
A340-500/600 en composite
pièce. Sur avions civils de type Airbus, les entrées d’air et les nacelles sont réalisées en composite (figure 14). Ces zones, bien que proches des moteurs, ne travaillent pas à des températures très
élevées. Les principales caractéristiques demandées à ce type de
pièce sont une atténuation du niveau sonore des réacteurs. Cette
fonction est assurée par une structure sandwich adaptée qui
absorbe une partie du bruit émis. Ces pièces, du fait de leur relativement faible température de service, utilisent des résines époxydes.
À l’entrée du réacteur, les aubes de compresseur et les aubes de
redressement de flux d’entrée d’air sont réalisées en composite. En
fonction de la position de ces pièces dans le moteur et de leur température de service, les matériaux sont des tissus de carbone dans
des résines époxyde ou bismaléimides. Les grilles et les volets
d’inverseur de poussée sont réalisés en tissu de fibres de carbone
dans une matrice bismaléimide. Les inverseurs de poussée sont des
pièces situées à la périphérie du moteur qui lors de l’atterrissage de
l’avion orientent le flux du réacteur dans le sens opposé au sens de
roulement de l’avion afin de participer au freinage de l’appareil sur
la piste. Ces pièces sont sollicitées pendant des temps relativement
courts sur la durée de vie d’un avion mais sont soumises à un flux
de chaleur important qui peut faire monter la température de la
pièce au-delà de 200 ˚C.
2.2 Produits spatiaux (satellites)
Les satellites utilisent les matériaux composites pour la
réalisation des armatures des panneaux solaires (figure 15). Les
avantages procurés par les composites sont une bonne rigidité de la
structure pour une masse relativement faible. Les armatures sont en
général constituées de composites monolithiques réalisés à partir
de fibres de carbone haut module avec des matrices cyanates ou
époxydes. Les matrices cyanates présentent l’avantage de réduire la
quantité d’humidité absorbée au sol avant lancement. Le gain de
masse de la structure en diminuant l’inertie des panneaux solaires
se répercute aussi sur la masse des moteurs de déploiement et
d’orientation de ces panneaux.
Les composites sont aussi utilisés dans la structure des satellites
qui peut se présenter sous forme tubulaire (figure 16) ou sous
forme de tube central de plus gros diamètre (figure 17). Sur la structure proprement dite, le gain de masse par rapport à une solution
métallique est de l’ordre de 50 %. Dans une structure tubulaire, les
composites monolithiques sont fabriqués à partir de fibres de carbone haut module dans une résine époxyde ou bismaléimide.
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______________________________________________________________________________________________________ LES COMPOSITES EN AÉROSPATIALE
Figure 15 – Panneau solaire de satellite en composite
Figure 17 – Structure centrale monotube de satellite en composite
Figure 16 – Structure tubulaire de satellite en composite
Les réflecteurs d’antenne sont des pièces d’une très haute technicité (figure 18). L’utilisation des matériaux composites permet de
présenter un coefficient de dilation proche de zéro, ce qui limite les
déformations dues aux écarts de températures entre la face exposée
au rayonnement solaire et la face à l’ombre. Ces structures sont
généralement des structures sandwich avec une âme en nid
d’abeille aluminium et des peaux réalisées en fibres de carbone
dans une matrice époxyde ou cyanate. Pour les réflecteurs les plus
techniques, les contraintes de masse sont telles que la peau peut ne
comporter qu’un seul pli de préimprégné réalisé à partir d’un tissu
tri-axial d’une épaisseur de l’ordre de 100 µm (les fibres sont tissées
dans trois directions du plan).
2.3 Produits militaires (missiles)
Sur les missiles, les radômes sont les premières pièces qui ont été
réalisées à partir de matériaux composites (figure 19) dont les principaux sont des fibres de verre ou de quartz dans une matrice
époxyde. Ces matériaux permettent la transmission des ondes radar
à travers la structure, ce qui permet le guidage du missile sur sa
cible finale.
Comme élément de structure, les corps de missile sont réalisés en
composite. La technologie la plus employée reste le bobinage. Les
matériaux utilisés sont des fibres de verre, d’aramide et de carbone
dans des matrices époxydes. On trouve aussi comme application les
Figure 18 – Réflecteur d’antenne en composite sandwich
sur satellite
corps de propulseur avec divergent intégré (figure 20). Cette dernière pièce se prête bien à l’utilisation des composites et plus spécialement à l’utilisation de la technologie de bobinage. Le gain de
masse est le principal intérêt d’utilisation des composites pour ces
applications.
Dans les tubes lance-missile, les matériaux composites utilisés
sont principalement les fibres de verre ou d’aramide dans des rési-
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LES COMPOSITES EN AÉROSPATIALE
______________________________________________________________________________________________________
composite seront vraisemblablement des carters de boîte de transmission si la capacité des techniques de préformes tissées 3D et
d’injection de résine à obtenir ce type de pièce à un coût acceptable
par rapport à la solution métallique est démontrée.
Pour les satellites, les composites sont déjà très largement utilisés et leur légitimité ne fait pas de doute.
De même pour les missiles, les composites sont très largement
utilisés. Les pièces qui sont encore en matériau métallique le sont
pour des problèmes de température d’utilisation où les composites
à matrice organique ne peuvent pas être utilisés avec des coûts
acceptables.
4. Conclusion
Figure 19 – Radôme de missile en composite
Figure 20 – Corps de propulseur de missile avec divergent intégré
bobiné en fibres de verre dans une résine époxyde
nes époxydes toujours avec la technologie de bobinage qui reste
une des technologies les plus performantes en coût pour les structures de révolution. Les réservoirs générateurs de gaz pour la propulsion des missiles sont aussi en composite avec dans certains cas
un bobinage réalisé directement sur les éléments pyrotechniques
avec polymérisation de la structure bobinée. L’étape de polymérisation demande alors une maîtrise complète des températures
pour éviter l’explosion de la structure lors de la fabrication.
Aujourd’hui, les matériaux composites sont arrivés à un degré
d’utilisation tel qu’il ne serait plus possible de se passer de cette
famille de matériaux sur les applications aéronautiques. Leur introduction a été facilitée durant ces vingt dernières années par une
réduction importante constante des coûts sur les matériaux de base.
Les fibres de carbone haute résistance classiques, dans les années
1970, étaient proposées à des prix de l’ordre de 300 €/kg alors que
dans les années 2000, ce même type de fibre de qualité
aéronautique est proposé à des prix de l’ordre de 30 €/kg. Pour des
fibres de carbone dites non aéronautique mais avec des propriétés
voisines, le prix est même de l’ordre de 15 €/kg. Les progrès des
procédés de fabrication ont aussi permis de réduire les coûts avec
notamment l’introduction de moyens de mise en œuvre automatique comme les machines à draper ou les machines à bobiner ou à
placement de fibres. L’introduction de méthodes de fabrication
basées sur l’injection ou l’infiltration de résine dans des préformes
fibreuses permettent également la réduction des coûts. Les matériaux composites sont une source constante d’amélioration des performances des structures aéronautiques dans un domaine où le
gain de masse peut se traduire directement par une augmentation
des performances que ce soit pour les avions civils ou militaires, les
hélicoptères, les missiles ou les satellites. L’augmentation du taux
de matériau composite sur les structures est limitée aujourd’hui par
la difficulté et le coût de réalisation des pièces de grande taille
(figure 21).
Ce document n’aurait pas pu être réalisé sans l’apport d’informations et de photos de différentes filiales du groupe EADS comme
Airbus, EADS Launch Vehicles, Eurocopter, EADS Missiles.
3. Perspectives d’utilisation
=
C1
x
C0
f
AM 5 645 − 14
1
Pour les hélicoptères, les principales pièces de structure sont
aujourd’hui en composite : les pales, le fenestron (partie arrière qui
comprend la dérive et les carénages de protection du rotor anti-couple de stabilisation et des parties de fuselage). Pour certaines zones
encore en métal, le coût de production des pièces en composite
serait trop élevé. Les prochaines pièces qui pourraient voir le jour en
Augmentation
coûtt matériau
mat
Métal
=
C0
Pour les avions civils, la prochaine étape importante sera l’introduction des composites sur les fuselages d’avions gros porteurs de
type Airbus ou Boeing. Des travaux sont en cours pour définir les
concepts structuraux les mieux adaptés et mettre en place les procédures de certification. Des premières tentatives ont abouti sur des
avions d’affaire comme le Raytheon Premier de taille plus modeste
qui présentent déjà un fuselage entièrement en structure composite
sandwich. Toutes les bases techniques sont en place pour proposer
des voilures entièrement en matériaux composites sur de futurs
avions gros porteurs. Si toutes ces futures applications sont techniquement réalisables, leur réalisation effective dépendra principalement des coûts de développement et de production en comparaison
des solutions métalliques existantes en prenant en compte la notion
de prix à payer au kilogramme gagné.
Coûts de fabrication
Lignes de coût constant de pièces C
Réduction coûts
d'assemblage
Composite
aujourdhui
Contrainte
de taille
Résolution de la
contrainte de taille
Objectif pour les composites
Réduction
coûtt matériau
mat
(plus faible prix,
meilleur utilisation)
Coût du matériau
Figure 21 – Coût d’une pièce de structure en fonction du coût
du matériau et du coût de fabrication
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