Les différents types de dommages

3.2.1. Les dommages en aéronautique

D'après nos partenaires industriels, fabricants et utilisateurs de composites, les étapes de fabrication et d'assemblage sont des étapes critiques de la vie des pièces composites. Malheureusement, en général pour des raisons de confidentialité, les statistiques concernant les dommages rencontrés pendant ces phases ne sont pas disponibles. Ce qui est généralement admis, en revanche, c'est la sensibilité des composites aux délaminages pendant les phases d'usinage ou lors de chocs avec des outils ou d'autres pièces des assemblages.

Si l'on s'intéresse plus largement aux endommagements que l'on retrouve sur pièces composites, on retrouve plusieurs scénarios d'endommagements liés à la complexité de ces matériaux (FIG. I.5).

Rayure Entaille Ecaillage

Décollement

Délaminage

Perforation

Rayure Entaille Ecaillage

Décollement

Délaminage

Perforation

FIG. I.5 - Différents types de dommages rencontrés sur pièces composites [Torres, 1986]

Ces différentes situations, sont très variées comparées aux dommages que l'on peut trouver sur les matériaux métalliques. En revanche, selon les statistiques présentées par Airbus (FIG. I.4), on observe que plus de 50 % des dommages sont liés à des sollicitations d'impacts. Afin de compléter ces informations, la localisation des dommages sur les appareils permet de savoir quel type de structure est soumis à ces sollicitations. Comme le montre la répartition des réparations qui ont été rapportées par Airbus (FIG. I.6), on observe que 85 % des dommages réparés se trouvent sur le fuselage et plus

particulièrement, la peau du fuselage et les panneaux autour des portes (le karman et le radôme étant exclus de ces statistiques). Avec l'arrivée des avions dont le fuselage est principalement constitué de matériaux composites, le remplacement de tronçons ou de panneaux semble difficile à concevoir d'un point de vue économique. La réparation est alors essentielle.

FIG. I.6 - Présentation de la répartition des réparation sur d'avions Airbus [Leon-Dufour, 2008]

D'après ces statistiques et des données internes d'Airbus, Morteau relate que l'endommagement typique qui concerne la réparation des surfaces extérieures des aéronefs est un impact de 35 Joules avec une occurrence de 10^-5 par heure de vol [Morteau, 2006]. Boeing et l'ensemble des intervenants aéronautiques contactés, s'accordent pour considérer cet endommagement dit de "faible énergie, faible vitesse" comme étant le plus critique pour les structures composites, notamment parce qu'il n'est pas facile à détecter et qu'il engendre une réduction très significative des propriétés des composites en compression. Ainsi, nous nous intéresserons essentiellement dans ces travaux à la réparation de ce type de dommage.

Maintenant que nous savons que le dommage le plus fréquemment rencontré sur aéronef est un impact de faible énergie, il est nécessaire de connaître quelle est la forme que prend cet endommagement sur un matériau composite. Pour cela et comme les composites forment une microstructure à eux seuls, il est nécessaire de décrire correctement les mécanismes d'endommagement des composites afin de comprendre ce qu'il est nécessaire de réparer.

3.2.2. Les mécanismes d'endommagement des composites

Les matériaux composites tirent leurs performances des excellentes qualités mécaniques des fibres qu'ils contiennent. Lorsque ces fibres sont combinées de manière appropriée avec une matrice servant de liant, ces matériaux possèdent des propriétés remarquables par rapport à leur poids. Cette

combinaison fibre/matrice permet "d'orienter" le matériau suivant les efforts qu'il devra supporter. En revanche, un point faible de ces matériaux vient également de leur anisotropie. Si la sollicitation n'est pas celle pour laquelle la structure composite a été conçue, les endommagements sont rapidement étendus et peuvent devenir critiques pour la structure sous un chargement normalement anodin. Cela explique en partie que la principale source d'endommagement des structures composites aéronautiques soit la manutention. La sollicitation est alors "exceptionnelle", comme la chute d'outils ou le choc entre deux panneaux.

Les composites aéronautiques aujourd'hui sont essentiellement constitués de stratifiés de plis unidirectionnels (empilement de plis de fibres dans une même direction) qui permettent d'avoir les meilleures performances mécaniques. Cependant, comme présenté sur FIG. I.7, plusieurs mécanismes élémentaires peuvent intervenir dans la rupture de ces stratifiés : décohésion fibre-matrice, rupture longitudinale de la matrice, rupture transverse de la matrice, rupture de fibre ou le délaminage.

FIG. I.7 - Mécanismes de rupture observés dans les stratifiés [Berthelot, 1999]

Nous verrons plus en détails lors de la caractérisation mécanique de la réparation, les critères qui permettent de décrire le comportement et la rupture des matériaux composites.

Nous avons vu précédemment que l'impact était le type de sollicitation le plus rencontré ou en tout cas le plus endommageant et donc le plus préoccupant pour les pièces composites. Une description plus précise de ce type de dommage est présentée ci-dessous afin de s'orienter vers une réparation adaptée au cas de dommage le plus rencontré.

3.2.3. Le dommage d'impact sur composite stratifié

Notons tout d'abord que la classification des dommages d'impacts n'est pas une chose aisée. En effet, même si il est admis de parler d'impact "faible énergie" pour des impacts de moins de 35J, cette notion peut être faussée lorsque l'on atteint des vitesses importantes et/ou de faibles épaisseurs de matériau.

La compréhension de la transition statique dynamique est aujourd'hui un enjeu majeur dans la tolérance au dommage, car les états d'endommagements induits sont très différents et il est difficile de les prédire numériquement [Olsson, 2000] (FIG. I.8).

FIG. I.8 - Schéma de réponse de structure à une sollicitation de type impact en fonction de la vitesse d'impact [Olsson, 2000]

Comme cité précédemment, l'impact de 35 J à faible vitesse (type chute d'outils) est statistiquement l'impact le plus rencontré par les avionneurs [Morteau, 2006]. Le crash ou la perforation avec des vitesses d'impact plus élevées sont des dommages plus importants et concernent finalement peu la réparation et les pièces endommagées sont en général remplacées.

Les dommages consécutifs à une charge de type impact "faible énergie" sont pour le cas des plaques stratifiées de trois types :

− la fissuration transverse (avec ou sans décohésion fibre-matrice)

− le délaminage

− la rupture des fibres

Ces dommages s'organisent de manière très particulière sur les structures stratifiées quasi isotropes (structure de drapage couramment utilisée en aéronautique). On observe alors, des délaminages en forme de double hélice avec un cône d'endommagement s'agrandissant depuis la surface impactée jusqu'à la face opposée comme illustré FIG. I.9 et FIG. I.10. Ce phénomène est largement décrit dans les travaux de Renault [Renault, 1994].

FIG. I.9 - Endommagement typique d’un stratifié après impact basse vitesse [Mézière, 2000]

Le saut entre chaque interface délaminée se fait en fonction de l’orientation du pli se trouvant en dessous. Une fissuration matricielle de cisaillement importante apparaît et lie chacun de ces délaminages [Fressinet, 2008].

FIG. I.10 - Image D-Scan (a) et schéma (b) de principe du défaut conique en double hélice [Guedra-Degeorges, 2006]

Grâce aux études précédemment citées, il apparaît nettement que le délaminage entraîne en particulier une perte significative des propriétés mécaniques notamment en compression et ce d’autant plus que le dommage apparaît de façon dissymétrique par rapport au plan moyen du stratifié.

Même si les impacts sont étudiés depuis de nombreuses années notamment sur structures métalliques, ce n'est que depuis quelques années que des études numériques de prévision du dommage d'impact sont possibles sur matériaux composites. Les modèles sont aujourd'hui de plus en plus complexes, et leur maturité reste à démontrer que ce soit pour la simulation de l'impact lui-même ou la simulation du comportement d'un matériau endommagé par impact [Bouvet, 2009]. Le développement de ces simulations permettra de réduire dans un futur proche le coût de certification en réduisant le nombre d'essais structuraux par exemple et pourquoi pas de valider des processus de réparation tels que nous allons le proposer dans cette étude.

Les dommages d'impact ayant une forme particulière sur les matériaux composites et ceux-ci ayant tendance à être peu visibles en surface malgré un endommagement prononcé au cœur du matériau, les avionneurs sont contraints de concevoir des appareils très tolérants aux dommages. L'intérêt de l'utilisation des composites pour leur bon rapport performance sur poids est alors limité. Des moyens de détection spécifiques présentés ci-dessous ont ainsi été développés afin de réduire ce surdimensionnement.