Article de référence | Réf : TRP4042 v1

Tolérance aux dommages d’impact des structures composites aéronautiques

Auteur(s) : Christophe BOUVET

Relu et validé le 01 oct. 2020

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RÉSUMÉ

Cet article propose une présentation de la tolérance aux dommages d’impact appliquée aux structures composites aéronautiques. Les composites étant très sensibles aux impacts, la tolérance aux dommages d’impact est en effet un cas très dimensionnant pour ce type de structure ; l’objectif étant de démontrer que, même en présence d’un dommage d’impact, une défaillance catastrophique sera évitée toute la durée de vie opérationnelle de l’avion. Les principaux paramètres de la tolérance aux dommages d’impact sont présentés : les exigences des autorités de certification, les différents types de dommage d’impact, la détectabilité du dommage, la tenue résiduelle après impact et enfin la méthodologie suivie pour justifier une structure composite aéronautique à la tolérance aux dommages d’impact.

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ABSTRACT

Impact Damage Tolerance of Aeronautical Composite Structures

This article provides an overview of the impact damage tolerance applied to aeronautical composite structures. Composite is very sensitive to impact, impact damage tolerance is indeed a case very sizing for this type of structure; the objective is to proof that, even with impact damage, catastrophic failure will be avoided throughout the operational life of the airplane. The main parameters of impact damage tolerance are presented: requirements of certification authorities, the different types of impact damage, the detectability of the damage, the residual strength after impact and finally the methodology used to justify an aeronautical composite structure to impact damage tolerance.

Auteur(s)

  • Christophe BOUVET : Professeur ISAE Supaéro, Institut Clément Ader, Toulouse, France

INTRODUCTION

Les matériaux composites sont de plus en plus utilisés dans l’industrie grâce à leur rapport performance/masse élevé. Cela est évidemment particulièrement vrai en aéronautique et en aérospatiale au vu de l’importance cruciale du critère masse de telles structures. Ce rapport performance/masse élevé est dû à l’utilisation de matériaux ayant des caractéristiques mécaniques spécifiques élevées, tel que le carbone, le verre, le Kevlar ou le Zylon. Ce type de matériau présente néanmoins l’inconvénient majeur d’être fragile et doit donc être utilisé en mélange avec un matériau moins fragile de type résine, tel que l’époxy, le PEEK ou le PPS. C’est le concept de base des composites qui va être d’adjoindre à un matériau de renfort performant et fragile, typiquement sous la forme de fibres plus ou moins longues selon les applications, à une matrice moins performante mais moins fragile, typiquement une résine. N’oublions pas néanmoins qu’il se crée alors une interface entre ces deux matériaux qui jouera également un rôle important sur le comportement global du composite.

La structure même du composite est donc plus complexe qu’un matériau standard plus ou moins homogène, de type métallique, et impose alors une conception à part entière. La conception d’une structure composite entraîne alors de concevoir en même temps un matériau et une structure ; c’est la différence fondamentale entre la conception d’une structure métallique et d’une structure composite. Cette spécificité du composite impose également une modification des critères de dimensionnement et en particulier des critères de justification à la tolérance aux dommages, ce point fera l’objet de la suite de cet article.

Un autre point important des structures composites est la possibilité d’obtenir en une seule fois (one shot) des formes complexes, grâce par exemple à la fabrication couche par couche et l’utilisation de moules et contre-moules ou à partir de préformes sèches. L’avantage est alors de diminuer la masse et la complexité de montage de la structure en diminuant le nombre de pièces et de vis ou rivets. On peut citer par exemple la dérive du transporteur Tristar (Lockheed-Étas-Unis) qui est composé de 175 éléments et 40 000 rivets avec une construction classique et de 18 éléments et de 5 000 rivets avec une construction composite . Encore une fois, cela permet des gains de masse en diminuant le nombre de pièces et d’éléments d’assemblage, mais oblige, dans le même temps, à un processus de conception plus complexe et à intégrer, en même temps, la conception de la structure et du matériau.

Évidemment, les composites ne présentent pas que des avantages, l’un de leur plus gros inconvénient reste le prix, à la fois du matériau mais également le prix du process de fabrication. On peut par exemple citer la durée de péremption des résines époxy, les appareils de cuisson des stratifiés, les dispositifs d’injection de résine, la mise en forme à l’aide de moules et contre-moules ou encore la nécessité du contrôle non destructif afin de garantir la santé matière qui complexifient le process de fabrication et en augmentent le prix.

Enfin, leur fragilité à l’impact reste l’un de leur principal inconvénient car elle conduit à des surdimensionnements et donc à une diminution du gain potentiel afin de garantir leur tenue résiduelle après impact. Cette fragilité s’associe également à une complexité de réparation de ces dommages d’impact. Ces réparations sont en effet souvent complexes et les méthodes de réparations sont souvent mal adaptées et nécessitent encore d’être éprouvées sur de grandes structures soumises à l’impact comme par exemple les fuselages d’avion tels que ceux du Boeing 787 ou de l’Airbus A350.

Il est donc indispensable, dans le contexte actuel de sécurité aérienne, de justifier que ces structures composites tiennent les charges même en présence de dommages, qu’ils soient dus à un impact, à des erreurs de fabrication ou à des griffures lors des opérations de maintenance, de fabrication ou en service. Cela constitue le concept de tolérance aux dommages .

L’étude de la tolérance aux dommages peut se définir comme l’étude du comportement d’une structure endommagée par des sollicitations de fatigue, de la corrosion ou des dommages accidentels. Il s’agit de vérifier que la structure est capable de tenir des charges acceptables sans qu’aucune rupture et aucune déformation importante n’apparaisse jusqu’à ce que le dommage soit détecté.

Ce concept de tolérance aux dommages appliqué aux dommages d’impact des structures composites aéronautiques sera détaillé dans toute la suite de cet article. Dans une première partie, le principe général de la tolérance aux dommages sera explicité, aussi bien dans le cas des structures métalliques que dans le cas des structures composites. La différence de philosophie entre ces deux classes de matériau sera ensuite présentée. Dans la deuxième partie, un recensement des dommages d’impact sera effectué. Leur origine ainsi que leur nature sera explicitée. Le cas particulier des dommages importants très improbables et immédiatement détectables sera également explicité. La troisième partie traitera de la détectabilité (ou non) du dommage d’impact. En particulier, l’origine physique de l’indentation permanente sera explicitée et les différentes méthodes d’inspection seront rappelées. La quatrième partie traitera de la menace d’impact. La probabilité d’impact et son énergie, suivant la zone de l’avion considérée, seront discutées. Le cas particulier de l’énergie d’impact de BVID (Barely Visible Impact Damage) sera explicité. La cinquième partie traitera de la tenue résiduelle après impact, et en particulier de la compression après impact. Le scénario de rupture de ce type d’essai sera explicité. Enfin, la méthodologie générale de validation d’une structure composite à la tolérance aux dommages d’impact sera présentée lors de la dernière partie, en distinguant les méthodes déterministes des méthodes probabilistes.

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KEYWORDS

composite structures   |   impact   |   damage tolerance   |   residual strength

DOI (Digital Object Identifier)

https://doi.org/10.51257/a-v1-trp4042


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BIBLIOGRAPHIE

  • (1) - GAY (D.) -   Matériaux composites.  -  Hermes/Lavoisier (2005).

  • (2) - FAWCETT (A.J.), OAKES (G.D.) -   Boeing composite airframe damage tolerance and service experience.  -  Boeing Commercial Airplanes (2006).

  • (3) -   *  -  Joint Airworthiness Requirements 25 (JAR25), part 1 requirements, part 2 acceptable means of compliance and interpretations, for composite structures : JAR25 § 25.603 and ACJ 25.603.

  • (4) -   Damage tolerance and fatigue evaluation of structure.  -  Federal Aviation Administration 25 (FAR25), Advisory Circular 25.571 (2011).

  • (5) - ALIF (N.), CARLSSON -   Failure mechanisms of woven carbon and glass composites.  -  Composite materials, Fatigue and Fracture (6th volume), ASTM STP 1285, p. 471-493 (1997).

  • (6) - BIZEUL (M.) -   Contribution à l’étude de la...

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