3. Présentation de la technique de réparation

Afin de prolonger la durée de vie des structures, il existe plusieurs alternatives qui dépendent du niveau de ces dommages :

 Si la taille des fissures n’est pas trop importante, l’une des solutions souvent utilisées en maintenance est l’alésage de la pointe de fissure. Ceci a pour conséquence d’arrêter sa propagation;

 Si le niveau de dommages est trop important, les voilures sont tout simplement changées. C’est une solution très couteuse car la voilure est usinée dans la masse. En effet, lors de la fabrication d’une voilure, il y a environ 95% de copeaux pour 5% de matière utile. De ce fait, l’ordre de grandeur du coût d’une voilure neuve est d’environ 1,5 million d’euros;

 Si des fissures apparaissent dans des zones moins critiques, elles peuvent être pontées par des matériaux composites. On parle de réparation dans ce cas.

 Si les fissures ne sont pas encore apparues, une solution plus prospective est envisagée. Un patch composite peut en effet être collé à proximité de la zone endommagée afin de la renforcer de manière préventive. On parle alors de renforcement [9].

V-3. 1. Condition de réparation:

Dans une dégradation structurale significative la réparation est obligatoire. Des conditions exigées à suivre sont :

 Aucune réparation qui existe au paravent;

 Une réparation superficielle pour corriger un dommage mineur;

Chapitre V: Influence des défauts de collage sur le facteur d'intensité de

contrainte et le déplacement d'ouverture de fissure dans les plaques

fissurées et réparées par patch

Généralement, la réparation de restauration structurale devrait être simple, efficace, non encombrante et sans compromettre les fonctions des composants de la structure.

Quelque condition supplémentaires sur la réparation : exiger le temps de panne minimal de l’avion, employer les matériaux aisément disponibles, enlever le minimum de matériau saint lors du traitement, réduire la dégradation ou les dommages des régions voisines, utiliser des procédures et des outillages simples.

V-3. 2. Différent types de réparation:

Des patchs en matériaux composites sont classiquement utilisés dans l´aéronautique pour la réparation des structures métalliques présentant des dommages de type fissures, criques ou impacts. Une alternative à la réparation de ces structures consiste à les renforcer préventivement, avant que les défauts n’apparaissent. Le contexte de ce travail est celui de la maintenance des structures métalliques aéronautiques par renforts composites, dans le but de retarder la propagation de fissures.

 Réparation par patch simple:

Le rôle de la pièce de réparation est le ralentissement de la propagation des fissures et la réduction des contraintes aux niveaux de l’entaille et absorbe les contraintes de la plaque endommagée à travers la colle. Généralement, une réparation structurale avec un patch simple attire la charge dans le secteur localement figé autour de la pièce de réparation. De plus, les réparations à simple face induisent un recourbement significatif dans la structure endommagée [10].

 Réparation par patch double:

La réparation par collage du composite porte une partie des charges agissant au niveau de la fissure ou au bout d’entaille à travers l’adhésif. La réduction des contraintes dans la plaque endommagée dépend essentiellement de la pièce de la réparation est des propriétés de l’adhésives. Plusieurs auteurs [11], ont affirmé que les propriétés de l’adhésive doivent être optimisées afin de permettre la transmission des efforts vers la pièce de réparation et éviter la rupture de l’adhésif. Pour ce qui concerne les propriétés mécanique du patch, il doit avoir

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contrainte et le déplacement d'ouverture de fissure dans les plaques

fissurées et réparées par patch

exécutions de pièce de réparation par l’évaluation des propriétés du composite et de l’adhésif s’avère plus difficile et chère. Un des moyens de réparation qui peut renforcer les structures endommagées est l’utilisation d’une réparation symétrique par patch sur les deux cotés de la zone endommagée.

V-3. 3. Présentation du matériau de réparation

 Dimension du patch

Pour notre étude on a choisis pour la réparation de la structure un patch en composite on a choisis un stratifié carbone/époxyde, composé de fibre de carbone et constitué de 14 plis ou l’épaisseur de chaque pli est de 0.125mm dont l’empilement est le suivant [0,45,-45,0,90,0,45][45,0,90,0,-45,45,0]. Le patch qui couvre toute la section de la plaque de telle sorte que sa largeur est égale à la largeur de la plaque et sa longueur est égal à 1.5 sa largeur par contre son épaisseur est égale à 1.77mm.

 La rigidité du patch

Le calcul de la rigidité du patch est essentiel pour qu’il ait un bon transfert de la charge de la plaque endommagée vers le patch, en premier lieu il faut bien dimensionner ce patch pour qu’il soit efficace. Le rapport de rigidité, S, entre le patch de réparation en composite et la structure endommagée, est :

Er= module de Young de la pièce rapportée (patch) Ep= module de Young de structure à réparer er= épaisseur de la pièce rapportée (patch) ep = épaisseur de la structure à réparer

Le rapport de rigidité devrait être entre le 1.0< S <1.5. Pour notre cas, on a un composite de module de Young longitudinale est égale à Er= 76800MPa et une épaisseur de1.77mm, et

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contrainte et le déplacement d'ouverture de fissure dans les plaques

fissurées et réparées par patch

pour la structure endommagée son module de Young est Ep= 68800MPa et son épaisseur est de 2mm, donc la rigidité S de la structure est égale :

S=

×

^{=0.988 ≈ 1}