FR3067650A1 - Structure composite monolithique pour gamme de temperatures etendue et procede de fabrication associe - Google Patents

Structure composite monolithique pour gamme de temperatures etendue et procede de fabrication associe Download PDF

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Abstract

La présente invention vise une structure composite (20) comportant une partie A en un premier matériau et une partie B en un deuxième matériau ayant un coefficient de dilatation thermique différent de celui du premier matériau, lesdites parties A et B étant liées entre elles par l'intermédiaire d'une couche C d'un troisième matériau recouvrant au moins en partie une surface de la partie B et étant recouverte au moins en partie sur une surface par la partie A, ledit troisième matériau ayant un coefficient de dilatation thermique compris entre celui du premier matériau et celui du deuxième matériau.

Description

Domaine de l’invention
La présente invention s’applique au domaine des matériaux composites.
Plus particulièrement, la présente invention s’applique au domaine des matériaux composites utilisés dans des conditions impliquant de grandes variations de température.
La présente invention vise une structure composite comportant une partie en un premier matériau reliée à une partie en un deuxième matériau à coefficient de dilatation thermique différent de celui du premier matériau par une partie intermédiaire en un troisième matériau ayant un coefficient de dilatation thermique compris entre celui du premier matériau et celui du deuxième matériau. La présente invention vise également un guide d’ondes et un baffle optique comportant une telle structure composite, et un procédé de fabrication d’une telle structure composite.
Etat de l’art
On sait aujourd’hui que l’utilisation de matériaux composites tels que le carbone pour la fabrication de pièces amène des performances en termes de masse, de tenue mécanique et de raideur. Cependant, lorsqu’il est en liaison directe avec d’autres matériaux, notamment avec des matériaux ayant un coefficient de dilatation thermique élevé comme l’aluminium, le faible coefficient de dilatation thermique du carbone pose un problème d’homogénéité en dilatation sous des plages de variations de températures étendues.
Des variations de températures étendues apparaissent notamment dans l’espace où la température peut varier par exemple de plus ou moins 150°C. Les pièces de satellites et autres objets destinés à voyager dans l’espace subissent donc de telles contraintes de variations de températures.
Aujourd’hui, la liaison d’une pièce en un premier matériau (tel que le carbone) directement à une autre pièce d’un matériau ayant un coefficient de dilatation thermique plus élevé que le premier matériau (tel que l’aluminium) avec des moyens de vissage, est envisageable mais une telle liaison requiert une flexibilité de la structure formée des deux pièces, réalisée par des entailles locales qui la rende inutilisable pour certaines applications telles que l’utilisation dans le domaine de la radiofréquence pour former, par exemple, des guides d’ondes de satellites ou l’utilisation dans le domaine de l’optique pour réaliser, par exemple, des baffles optiques.
Une autre méthode de liaison envisageable entre de telles pièces est le surmoulage, toutes méthodes de surmoulage confondues. Cette méthode présente pour la structure formée des deux pièces un problème de génération de contraintes thermoélastiques, notamment de délaminages lors de grandes variations de températures. La liaison entre les pièces peut donc être détériorée et en conséquence, ne convient pas à la conservation de l’intégrité de la structure. Pour pallier ce problème de contraintes il est connu de faire des entailles locales dans l’une des deux pièces pour générer la flexibilité nécessaire à la structure qui limite les contraintes, mais ces entailles rendent la structure composite inutilisable pour certaines applications dans le domaine de la radiofréquence et de l’optique telles que celles présentées plus haut, un guide d’onde et un baffle optique devant rester respectivement imperméables aux ondes et à la lumière de sorte à guider ces éléments convenablement.
La présente invention vise à remédier aux inconvénients des produits ayant vocation à subir des contraintes telles que des dilatations, sous des plages de variation de températures étendues, et comportant des liaisons directes entre un premier matériau et un deuxième matériau ayant un coefficient de dilatation thermique différent de celui du premier matériau, notamment aux inconvénients énoncés ci-avant, en proposant une structure composite comprenant une partie en un premier matériau et une partie en un deuxième matériau ayant un coefficient de dilatation thermique différent de celui du premier matériau, ladite structure composite présentant une résistance structurale et une raideur adaptées aux sollicitations et contraintes auxquelles elle est susceptible d’être soumis, notamment lors de son utilisation dans le domaine de la radiofréquence ou de l’optique.
Exposé de l’invention
À cet effet, selon un premier aspect, la présente invention vise une structure composite comportant une partie A en un premier matériau et une partie B en un deuxième matériau ayant un coefficient de dilatation thermique différent de celui du premier matériau, lesdites parties A et B étant liées entre elles par l’intermédiaire d’une couche C en un troisième matériau recouvrant au moins en partie une surface de la partie B et étant recouverte au moins en partie sur une surface par la partie A, ledit troisième matériau ayant un coefficient de dilatation thermique compris entre celui du premier matériau et celui du deuxième matériau.
Dans le texte de la présente demande on entend par le verbe « recouvrir >> qu’il y a un contact direct entre chaque partie et la couche C de sorte à former une structure composite monolithique.
De préférence, on entend par coefficient de dilatation thermique différent de celui du premier matériau, que ledit coefficient de dilatation thermique du deuxième matériau est supérieur ou inférieur d’au moins 15 E-6 m/m/°C au coefficient de dilatation thermique du premier matériau. Encore de préférence, ledit coefficient de dilatation thermique du deuxième matériau est supérieur ou inférieur d’au moins 10 E-6 m/m/°C au coefficient de dilatation thermique du premier matériau.
La structure composite selon la présente invention permet avantageusement de contenir les contraintes que subit ladite structure composite dans leur domaine admissible lors de variations de température importantes. En effet, l’écart entre le coefficient de dilatation thermique du premier matériau (par exemple du carbone) et celui du deuxième matériau (par exemple de l’aluminium) étant relativement grand (de préférence au moins 15 E-6 m/m/°C), de grandes variations de température (par exemple plus ou moins 70°C, de préférence 100°C, préférentiellement 150°C ou 180°C) engendrent des contraintes au sein de la structure qui peuvent l’endommager, par exemple en entraînant un délaminage de la structure composite si la partie A et la partie B sont directement liées l’une à l’autre. Les inventeurs ont découvert de façon surprenante que la présence d’une couche C jouant le rôle d’intermédiaire dans une telle liaison et étant en matériau ayant un coefficient de dilatation thermique compris entre celui du premier matériau et celui du deuxième matériau, réduisant ainsi les écarts de coefficient de dilatation thermique entre les matériaux deux à deux, permet de limiter les contraintes générées dans la structure composite dont du délaminage tout en conservant les autres propriétés de ladite structures composite (par exemple la raideur) lui permettant d’être utilisée pour un grand nombre d’applications comme, par exemple, en radiofréquence ou encore en optique. La structure composite est donc renforcée, comparativement à une structure ajourée par des entailles/rainures.
Suivant des modes de réalisation préférés, l’invention répond en outre aux caractéristiques suivantes, mises en œuvre séparément ou en chacune de leurs combinaisons techniquement opérantes.
Dans un mode de réalisation particulier, la partie B comprend un membre de forme allongée selon un axe longitudinal X comportant une première extrémité libre opposé à la partie B, la couche C recouvrant au moins une partie d’une surface dudit membre dans sa longueur à partir de ladite première extrémité libre du membre et formant une première extension dudit membre, allongée selon l’axe X à partir de ladite première extrémité libre jusqu’à une deuxième extrémité libre de ladite première extension, opposée à la première extrémité libre, au moins une partie d’une surface de la couche C étant recouverte par la partie A à partir de ladite deuxième extrémité libre.
Dans un mode de réalisation particulier, la partie A forme une deuxième extension de la première extension, allongée selon l’axe X à partir de la deuxième extrémité libre jusqu’à une troisième extrémité libre de la deuxième extension, ladite troisième extrémité libre étant opposée à ladite deuxième extrémité libre.
Dans un mode de réalisation particulier, dans laquelle la partie A recouvre la surface de la première extension à partir de la deuxième extrémité libre jusqu’au niveau de la première extrémité libre selon l’axe X.
Dans un mode de réalisation particulier, le premier matériau est un matériau composite. Dans un exemple de réalisation le premier matériau est du carbone.
Dans un mode de réalisation particulier, le deuxième matériau est un métal. Selon un exemple de réalisation le métal est de l’aluminium. Le coefficient de dilatation thermique de l’aluminium est de 24x10'6 m/m/°C. Dans un mode de réalisation particulier, le troisième matériau est un matériau composite.
Un matériau composite est défini dans toute la présente description de manière classique, c’est-à-dire comme constitué par l’assemblage de plusieurs matériaux ou composants élémentaires différents liés entre eux, plus particulièrement de fibres mécaniquement résistantes distribuées dans une matrice généralement de résine organique polymère. Le terme résine définit ici un composé polymère, pouvant être du type thermoplastique ou thermodurcissable, qui joue le rôle d’une colle structurale dans laquelle les fibres sont dispersées de manière plus ou moins organisée. Le matériau composite ainsi formé présente des propriétés mécaniques qui lui sont propres, tout à fait avantageuses en termes de résistance mécanique et de légèreté.
Les fibres utilisées conformément à l’invention peuvent être du type organique ou minéral, telles notamment que des fibres d’aramide, des fibres de verres, des fibres de carbones ou un mélange de ces fibres. Ces fibres peuvent être agencées en nappes tissées de différents grammages et tissages, par exemple en taffetas, sergé, satin, etc., utilisés seuls ou en associations, ou en nappes non tissés, dans lesquels les fibres sont toutes orientées dans la même direction.
Le troisième matériau selon l’invention comprend de préférence des fibres de verre noyées dans une résine, par exemple une résine époxy.
Dans un mode de réalisation particulier, la surface de la partie B recouverte par la couche C comporte des cannelures, lesdites cannelures étant complémentaires à des cannelures comportées par la surface de la couche C en contact avec la partie B. De telles cannelures ont pour avantage d’apporter une certaine flexibilité à la couche C tout en permettant à la structure composite de conserver une certaine raideur et d’améliorer sa résistance aux contraintes qu’elle peut subir lors de variations de température. Par ailleurs, ces cannelures ont également pour avantage de jouer un rôle de butées mécaniques ayant pour effet de limiter les risques d’arrachement de la couche C de la surface de la partie B qu’elle recouvre par exemple lorsqu’elle subit des contraintes thermoélastiques.
Dans un mode de réalisation particulier, la partie de la couche C recouvrant une surface de la partie B, comprend une surface non recouverte par la partie A, ladite surface non recouverte comprenant des cannelures. Ces cannelures ont également un rôle d’apport de flexibilité permettant malgré tout de conserver une raideur de la structure composite nécessaire à son utilisation.
Selon un deuxième aspect, la présente invention vise un guide d’ondes comportant une structure composite objet de la présente invention.
On entend par guide d’ondes un système physique qui sert à guider les ondes électromagnétiques ou les ondes acoustiques, pour les maintenir confinées dans un milieu particulier, sur une certaine distance.
Selon un troisième aspect, la présente invention vise un baffle optique comportant une structure composite objet de la présente invention. Les baffles optiques sont connus pour être utilisés avec des objectifs d’appareils photo, des viseurs d’étoiles, etc...
Comme expliqué précédemment, une telle structure composite apporte au guide d’ondes ou au baffle optique une amélioration de la résistance aux contraintes que ledit guide ou ledit baffle peut subir lors de variations de température, et ainsi aux déplacements relatifs entre les parties de matériaux différents et permet de ne pas interférer avec le cheminement des ondes. Ledit guide ou ledit baffle peut donc être réalisé en structure composite objet de la présente invention bénéficiant de la continuité de la structure composite contrairement aux structures composites de l’art antérieur nécessitant des entailles pour permettre une flexibilité qui limitait les contraintes subits par lesdites structures..
Ainsi, un tel guide d’ondes ou baffle optique comportant une structure composite objet de la présente invention peut être utilisé dans des conditions de grandes variations de températures, par exemple dans l’espace où la température varie régulièrement de plus ou moins 150°C, sans risquer un délaminage de ladite structure grâce à la présence de la couche C qui réduit les écarts de coefficient de dilatation thermique entre les matériaux deux à deux.
Selon un quatrième aspect, la présente invention vise un procédé de fabrication d’une structure composite objet de la présente invention comportant une partie A en un premier matériau et une partie B en un deuxième matériau ayant un coefficient de dilatation thermique différent de celui du premier matériau, lesdites parties étant liées entre elles par l’intermédiaire d’une couche C d’un troisième matériau ayant un coefficient de dilatation thermique compris entre celui du premier matériau et celui du deuxième matériau, ledit procédé comportant les étapes suivantes :
- intégration de la partie B à un moule de fabrication ;
- dépôt d’une première préforme sèche ou pré-imprégnée d’une résine R1, comportant au moins une nappe de fibres du troisième matériau sur le moule de fabrication de sorte que ladite première préforme recouvre au moins en partie une surface de la partie B ;
- dépôt d’une seconde préforme sèche si la première préforme est une préforme sèche ou d’une seconde préforme pré-imprégnée d’une résine R2 si la première préforme est pré-imprégnée, comportant au moins une nappe de fibres de premier matériau, de sorte que ladite seconde préforme recouvre au moins en partie une surface de la couche C ;
- surmoulage des parties A et C à la partie B par injection (RTM) ou infusion (LRI) d’une résine R3 lorsque les première et seconde préformes sont des préformes sèches ;
- polymérisation respectivement de ladite résine R3 injectée ou infusée, ou desdites résine R1 et R2.
Les résines R1 et R2 peuvent être des résines différentes l’une de l’autre ou bien être une même résine.
On entend par préforme sèche, une préforme comprenant une ou plusieurs nappe(s) sèche(s) ou poudrée(s) de résine. La première préforme peut être poudrée d’une résine RP1 et la seconde préforme peut être poudrée d’une résine RP2, les résines RP1 et RP2 pouvant être identiques ou différentes. L’étape de polymérisation du procédé est alors une étape de polymérisation des résines RP1, RP2 et R3. La résine R3 peut être la même qu’une des résines RP1 et RP2 et les résines RP1, RP2 et R3 peut également être identiques toutes les trois.
Dans un mode de réalisation dans lequel les première et seconde préformes sont sèches et au moins une des deux préformes comporte une ou plusieurs nappe(s) poudrée(s), le procédé comporte une étape optionnelle de thermocollage de la première préforme avec la seconde préforme, de sorte que la seconde préforme recouvre au moins une partie d’une surface de la première préforme, et si le thermocollage a lieu avant les étapes de dépôt, lesdites étapes de dépôt sont réunies en une seule étape de dépôt des préformes thermocollées ensemble sur le moule de fabrication de sorte que ladite première préforme recouvre au moins en partie une surface de la partie B.
Par thermocollage on entend un chauffage des préformes en contact l’une avec l’autre de sorte que la résine dont l’une d’entre elle, ou les deux, sont poudrées, ramollisse (cas d’un poudrage thermoplastique) ou polymérise (cas d’un poudrage thermodurcissable) de sorte à être en contact avec les deux préformes et de sorte à les coller entre elles.
Les avantages, buts et caractéristiques particuliers du procédé objet de la présente invention étant similaires à ceux de la structure composite objet de la présente invention, ils ne sont pas rappelés ici.
Dans un mode de mise en œuvre particulier du procédé, ladite au moins une nappe de fibres de premier matériau utilisée est une nappe de fibres de carbone.
Dans un mode de mise en œuvre particulier du procédé, la nappe de fibres de troisième matériau utilisée est une nappe de fibres de verre.
Présentation des figures
L’invention sera mieux comprise à la lecture de la description suivante, donnée à titre d’exemple nullement limitatif, et faite en se référant aux figures qui représentent :
- Figures 1 : La figure 1A illustre une coupe transversale d’une structure composite selon un mode de réalisation particulier de la présente invention. La figure 1B illustre une coupe transversale d’une structure composite selon un autre mode de réalisation particulier de la présente invention.
- Figure 2 : illustre une coupe longitudinale d’une structure composite selon un mode de réalisation de la présente invention pouvant notamment être utilisée pour la fabrication d’un guide d’ondes.
- Figure 3 : illustre une coupe longitudinale d’une structure composite selon un mode de réalisation de la présente invention identique à celui illustré en figure 2, mais montrant l’assouplissement de la couche C par la géométrie de type « soufflet >> imposée par les cannelures de la pièce B.
- Figure 4 : illustre un guide d’ondes comportant une structure composite selon un mode de réalisation de la présente invention.
Description détaillée de l’invention
On note dès à présent que les figures ne sont pas à l’échelle.
De manière plus générale, la portée de la présente invention ne se limite pas aux modes de mise en œuvre et de réalisation décrits ci-dessus à titre d’exemples non limitatifs, mais s’étend au contraire à toutes les modifications à la portée de l’homme de l’art. Chaque caractéristique d’un mode de réalisation peut être mise en œuvre isolément ou combinée à toute autre caractéristique de tout autre mode de réalisation de manière avantageuse.
La figure 1 illustre une structure composite 20 comportant une partie A en un premier matériau et une partie B en un deuxième matériau ayant un coefficient de dilatation thermique différent de celui du premier matériau, lesdites parties A et B étant liées entre elles par l’intermédiaire d’une couche C d’un troisième matériau recouvrant au moins en partie une surface de la partie B et étant recouverte au moins en partie sur une surface par la partie A, ledit troisième matériau ayant un coefficient de dilatation thermique compris entre celui du premier matériau et celui du deuxième matériau.
Le deuxième matériau est un métal, préférentiellement de l’aluminium. Le coefficient de dilatation thermique (ou CTE pour « coefficient of thermal expansion» en terminologie anglo-saxonne) de l’aluminium est de 24x10'6 m/m/O.
Le troisième matériau peut être un matériau composite. Un tel matériau composite est constitué par l’assemblage de plusieurs matériaux ou composants élémentaires différents liés entre eux, plus particulièrement de fibres mécaniquement résistantes distribuées dans une matrice de résine organique polymère. Le terme résine définit ici un composé polymère, pouvant être du type thermoplastique ou thermodurcissable, qui joue le rôle d’une colle structurale dans laquelle les fibres sont dispersées de manière plus ou moins organisée.
Les fibres que comprend le troisième matériau peuvent par exemple être des fibres d’aramide, de préférence des fibres de verre ou encore un mélange de ces différentes fibres. Ces fibres peuvent être agencées en nappes tissées de différents grammages et tissages, par exemple en taffetas, sergé, satin, etc., utilisées seules ou en associations, ou en nappes non tissées, dans lesquelles les fibres sont toutes orientées dans la même direction.
Toute résine classique en elle-même peut être utilisée dans le cadre de l’invention, avec une préférence pour les résines du type thermodurcissable, par exemple les résines époxy, les résines phénoliques ou un mélange des deux. La résine de polyétheréthercétone (PEEK) est envisageable.
Le premier matériau peut être un matériau composite tel que du carbone. Le carbone et l’aluminium ont des coefficients de dilatation thermique différents de plus de 15χ10'6 m/m/°C. Le carbone est un matériau composite constitué par l’assemblage de fibres de carbone dans une matrice de résine organique polymère. Comme pour le troisième matériau, toute résine classique peut être utilisée. Le troisième matériau et le carbone peuvent comprendre une même résine. Les fibres de carbone peuvent être agencées en nappes tissées de différents grammages et tissages, par exemple en taffetas, sergé, satin, etc., utilisées seules ou en associations, ou en nappes non tissées, dans lesquelles les fibres sont toutes orientées dans la même direction.
De préférence la couche C est constituée d’au moins une nappe de fibres de verre et/ou d’aramide noyées dans la résine.
Selon un exemple de réalisation, la couche C est constituée d'une superposition de nappes unidirectionnelles, c'est à dire que des fibres constitutives d'une nappe donnée s'étendent parallèlement les unes aux autres, les différentes nappes s'étendant suivant des directions différentes en fonction des efforts subis par la partie C.
La figure 2 illustre un mode de réalisation dans lequel la partie B comprend un membre 21 de forme allongée selon un axe longitudinal X comportant une première extrémité libre 22 opposé à la partie B, la couche C recouvrant au moins une partie d’une surface dudit membre 21 dans sa longueur à partir de ladite première extrémité libre 22 et formant une première extension 23 dudit membre 21, allongée selon l’axe X à partir de ladite première extrémité libre 22 jusqu’à une deuxième extrémité libre 24 de ladite première extension 23 opposée à la première extrémité libre 22, au moins une partie d’une surface de la couche C étant recouverte par la partie A à partir de ladite deuxième extrémité libre 24. La partie A forme une deuxième extension 25 de la première extension 23, allongée selon l’axe X à partir de la deuxième extrémité libre 24 jusqu’à une troisième extrémité libre 26 de la deuxième extension 25, ladite troisième extrémité libre 26 étant opposée à ladite deuxième extrémité libre 24.
Tel qu’illustré en figure 2, la couche C recouvre le membre 21 de forme allongé selon l’axe X sur toute sa longueur ou au moins plus des trois quarts de sa longueur. Plus la surface recouverte est longue, meilleure est la cohésion entre la couche C et la partie B mais plus de contraintes de cisaillement apparaissent.
La longueur du membre 21 de forme allongée selon l’axe X est de préférence comprise entre 5 et 50 mm, préférentiellement entre 10 et 30 mm.
Une telle longueur du membre de la partie B assure une bonne cohésion avec la couche C et les cisaillements thermo-élastiques sur la structure composite 20 sont moindres.
L’épaisseur du membre 21 allongé joue sur sa raideur. De préférence, le membre 21 allongé a une épaisseur comprise entre 0,5 et 5 mm. Cette épaisseur est nécessaire pour donner à la structure composite 20 une raideur permettant de résister aux forces qui s’appliquent sur elle tout en gardant une certaine souplesse au niveau de la liaison avec la couche C. L’épaisseur est donnée selon un axe parallèle à un axe Y perpendiculaire à l’axe X.
Comme cela est illustré en figure 2, l’épaisseur du membre 21 allongé diminue progressivement dans le sens de la longueur selon l’axe X en allant vers la première extrémité libre 22 opposée à la partie B.
La longueur de la première extension 23 du membre 21, à partir de la première extrémité libre 22 selon l’axe X est de préférence comprise entre 5 et mm.
L’épaisseur de la partie A, selon un axe parallèle à l’axe Y, est préférentiellement comprise entre 0,25 à 5 mm. Lorsque la partie A est en carbone, elle peut comporter deux nappes de fibres de carbone à compter d’une épaisseur de 0,5 mm.
De préférence la partie A, la couche C et la partie B ne sont pas toutes les trois superposées.
La surface de la partie B recouverte par la couche C ainsi que la surface de la couche C en contact avec la partie B, peuvent chacune comporter des cannelures 27, lesdites cannelures 27 de la surface de la partie B étant complémentaires aux cannelures 27 de la surface de la partie C avec laquelle la surface de la partie B est en contact. La hauteur des cannelures est de préférence comprise entre 0,2 et 0,8 mm. Les rainures formées par les cannelures entre ces dernières sont de préférence orthogonales à l’axe X.
Tel qu’illustré en figure 3, dans un mode de réalisation particulier, la partie de la couche C recouvrant une surface de la partie B comprend une surface non recouverte par la partie A. Ladite surface non recouverte est la surface de la couche C opposée à sa surface en contact avec la partie B. Cette surface opposée à la surface en contact avec la partie B peut, comme cette dernière, comporter des cannelures 27 dans un but d’assouplissement de la couche C apporté par la géométrie de type « soufflet >> imposée par les cannelures de la pièce B.
La figure 4 illustre un guide d’ondes 28 comportant une structure composite 20 selon l’invention. Le guide d’ondes 28 comporte un talon 29 et un corps 30 allongé selon l’axe X. La partie B comporte le talon 29 du guide d’onde 28, ledit talon 29 comportant un membre 21 allongé selon l’axe X et considéré comme une amorce du corps allongé du guide d’ondes 28. Le membre 21 allongé comprend une première extrémité libre 22 opposée au talon 29 du guide d’ondes 28. Le corps 30 allongé peut par exemple avoir la forme d’un cylindre creux tel qu’illustré en figure 4 ou d’un parallélépipède rectangle creux (non illustré).
Le corps 30 allongé est formé des différentes parties suivantes :
- le membre 21 allongé du talon 29,
- la couche C recouvrant au moins une partie d’une surface dudit membre 21 dans sa longueur selon l’axe X à partir de ladite première extrémité libre 22 du membre 21 et formant une première extension 23 dudit membre 21, allongée selon l’axe X à partir de ladite première extrémité libre 22 du membre 21 jusqu’à une deuxième extrémité libre 24 de ladite première extension 23 opposée à la première extrémité libre 22 du membre 21 allongé,
- la partie A en un premier matériau recouvrant une partie d’une surface de la couche C dans sa longueur selon l’axe X à partir de ladite deuxième extrémité libre 24 de la première extension 23 de forme allongée et formant une deuxième extension 25 de la première extension 23, allongée selon l’axe X à partir de la deuxième extrémité libre 24 jusqu’à une troisième extrémité libre 26 de la deuxième extension 25, ladite troisième extrémité libre 26 étant opposée à ladite deuxième extrémité libre 24.
La présente invention vise en outre un procédé de fabrication d’une structure composite 20 comportant une partie A en un premier matériau et une partie B en un deuxième matériau ayant un coefficient de dilatation thermique différent de celui du premier matériau, lesdites parties étant liées entre elles par l’intermédiaire d’une couche C d’un matériau ayant un coefficient de dilatation thermique compris entre celui du premier matériau et celui du deuxième matériau, ledit procédé comportant les étapes suivantes :
- intégration de la partie B à un moule de fabrication ;
- dépôt d’une première préforme sèche ou pré-imprégnée d’une résine R1, comportant au moins une nappe de fibres du troisième matériau sur le moule de fabrication de sorte que ladite première préforme recouvre au moins en partie une surface de la partie B ;
- dépôt d’une seconde préforme sèche si la première préforme est une préforme sèche ou pré-imprégnée d’une résine R2 si la première préforme est une préforme pré-imprégnée, comportant au moins une nappe de fibres de premier matériau, de sorte que ladite seconde préforme recouvre au moins en partie une surface de la couche C ;
- surmoulage des parties A et C à la partie B par injection ou infusion d’une résine R3 lorsque les première et seconde préformes sont des préformes sèches, et ;
- polymérisation respectivement de ladite résine R3 injectée ou infusée, ou desdites résines R1 et R2.
Dans un mode de réalisation particulier, l’étape d’intégration consiste à intégrer dans ou sur un moule de fabrication, la partie B comportant un membre 21 allongé selon un axe X longitudinal et comprenant une première extrémité libre 22 opposée à la partie B ; le dépôt de la première préforme étant réalisé de sorte que ladite première préforme (et donc la couche C après moulage) recouvre au moins en partie une surface dudit membre 21 dans sa longueur à partir de la première extrémité libre 22 et forme une première extension 23 dudit membre 21, allongée selon l’axe X à partir de ladite première extrémité libre 22 jusqu’à une deuxième extrémité libre 24 de ladite première extension 23 opposée à la première extrémité libre 22 ; le dépôt de la seconde préforme étant réalisé de sorte que ladite seconde préforme (et donc la partie A après moulage) recouvre au moins une partie d’une surface de la première préforme (ou couche C si le moulage de la couche C a été effectué) dans sa longueur selon l’axe X à partir de ladite deuxième extrémité libre 24 de la première extension 23 de forme allongée et forme une deuxième extension 25 de la première extension 23, allongée selon l’axe X à partir de la deuxième extrémité libre 24 jusqu’à une troisième extrémité libre 26 de la deuxième extension 25, ladite troisième extrémité libre 26 étant opposée à ladite deuxième extrémité libre 24.
Les résines R1 et R2 peuvent être une même résine ou bien être différentes.
Exemple d’un procédé de fabrication d’une structure composite selon l’invention utilisant le moulage par infusion :
Tout d’abord, est réalisée dans une première étape, la fabrication d’une partie B (la bride dans le cas d’un guide d’ondes) en métal (exemple : Aluminium 6061 T6) par usinage. Lors de cet usinage, des cannelures 27 sont réalisées sur la surface de la partie B destinée à être recouverte par la couche C.
Ensuite, dans une deuxième étape, un nettoyage, dégraissage et traitement de surface (par exemple une passivation de l’aluminium) de la partie B est effectué.
La partie B est dans une troisième étape intégrée dans un moule de fabrication de la structure composite 20.
Dans une quatrième étape, une première préforme sèche poudrée (couche C) d’une résine RP1 comprenant au moins une nappe tissée de fibres verre est déposée sur l’ensemble moule + partie B de sorte que ladite première préforme recouvre au moins en partie une surface de la partie B et la totalité de la surface comportant les cannelures 27.
Dans une cinquième étape une seconde préforme sèche poudrée (partie A) d’une résine RP2 identique à la résine RP1 comprenant au moins une nappe tissée de fibres de carbone est déposée sur l’ensemble moule + partie B + première préforme, de sorte qu’au moins une partie d’une surface de la première préforme soit recouverte par la seconde préforme.
Optionnellement, une tension est appliquée aux préformes pour optimiser la cohésion entre la partie B et la première préforme.
Dans une sixième étape, un contre-moule étanche est placé autour de l’ensemble préformes + moule + partie B ledit contre-moule intégrant les consommables liés à l’infusion tels qu’un tissu d’arrachage, un film démoulant, etc...
Dans une septième étape, l’ensemble préformes + partie B est chauffé sous vide à 100°C. Cela permet de thermocoller les préformes entre elles et sur la pièce B.
Dans une huitième étape, l’ensemble préformes thermocollées + partie B est chauffé à 120°C sous vide à l’intérieur du contre-moule.
Dans une neuvième étape un dégazage d’une résine R3 (est effectué à 80°C dans un compartiment de stockage de résine (par exemple une cuve).
Dans une dixième étape, une infusion de la résine dégazée dans les préformes fusionnées est réalisée à 120°C.
Dans une onzième étape, une polymérisation des résines à 180°C pendant 90 minutes est réalisée de sorte à obtenir la structure composite 20.
Dans une douzième étape, la structure composite 20 est démoulée.
Test de résistance sur maquette d’assemblage constituée d’une structure composite objet de l’invention :
Deux maquettes ont été fabriquées selon le procédé décrit ci-dessus. Les deux maquettes sont constituées chacune d’une structure composite comprenant une partie B en Aluminium, une partie A en matériau composite comportant des fibres de Carbone noyées dans une résine polymère (CFRP ou « Carbon Fiber Reinforced Polymer » en terminologie anglo-saxonne) et une couche C intermédiaire en matériau composite comportant des fibres de verre noyées dans une résine polymère (GFRP ou « Glass Fiber Reinforced Polymer » en terminologie anglo-saxonne).
Test 1 : Une première maquette est réalisée sous forme d’un corps cylindrique creux de diamètre égal à 20 mm.
Les conditions du test sur la première maquette sont les suivantes :
- dix cycles de variations thermiques entre -100°C et 120°C sous atmosphère de diazote (N2) ;
- essai statique de compression jusqu’à rupture.
Résultats du Test 1 :
La contrainte à rupture est de 97,3 MPa avec dispersion de 16% pour la liaison Aluminium (partie B) / fibres de verre + résine (couche C), et de 288 MPa avec 9% de dispersion pour la liaison fibres de verre + résine (couche C) / fibres de carbone + résine (partie A).
Test 2 : La deuxième maquette est réalisée sous forme d’un corps cylindrique creux de diamètre égal à 80 mm.
Les conditions du test sur la deuxième maquette sont les suivantes :
- dix cycles de variations thermiques entre -75°C et 160°C sous atmosphère de diazote (N2) ;
- essai statique de compression jusqu’à rupture.
Résultats du Test 2 :
L’effort à rupture est supérieur à 50 kN (pas de rupture à la limite atteinte sur le moyen de test).

Claims (11)

1 - Structure composite (20) comportant une partie A en un premier matériau et une partie B en un deuxième matériau ayant un coefficient de dilatation thermique différent de celui du premier matériau, caractérisé en ce que lesdites parties A et B sont liées entre elles par l’intermédiaire d’une couche C d’un troisième matériau recouvrant au moins en partie une surface de la partie B et étant recouverte au moins en partie sur une surface par la partie A, ledit troisième matériau ayant un coefficient de dilatation thermique compris entre celui du premier matériau et celui du deuxième matériau.
2 - Structure composite (20) selon la revendication 1, dans laquelle la partie B comprend un membre (21) de forme allongée selon un axe longitudinal X comportant une première extrémité libre (22) opposé à la partie B, la couche C recouvrant au moins une partie d’une surface dudit membre (21) dans sa longueur à partir de ladite première extrémité libre (22) du membre (21) et formant une première extension (23) dudit membre (21), allongée selon l’axe X à partir de ladite première extrémité libre (22) jusqu’à une deuxième extrémité libre (24) de ladite première extension (23), opposée à la première extrémité libre (22), au moins une partie d’une surface de la couche C étant recouverte par la partie A à partir de ladite deuxième extrémité libre (24).
3 - Structure composite (20) selon la revendication 2, dans laquelle la partie A recouvre la surface de la première extension (23) à partir de la deuxième extrémité libre (24) jusqu’au niveau de la première extrémité libre (22) selon l’axe X.
4 - Structure composite (20) selon l’une quelconque des revendications 1 à 3, dans laquelle le deuxième matériau est un métal.
5 - Structure composite (20) selon l’une quelconque des revendications 1 à 4, dans laquelle le premier matériau est un matériau composite constitué de fibres de carbone noyées dans une résine, et le deuxième matériau est de l’aluminium.
6 - Structure composite (20) selon l’une quelconque des revendications 1 à 5, dans laquelle le troisième matériau est un matériau composite monolithique.
7 - Structure composite (20) selon la revendication 6, dans laquelle le troisième matériau comprend des fibres de verre noyées dans une résine.
8 - Structure composite (20) selon l’une quelconque des revendications 1 à 7, dans laquelle la surface de la partie B recouverte par la couche C comporte des cannelures (27), lesdites cannelures (27) étant complémentaires à des cannelures (27) comportées par la surface de la couche C en contact avec la partie B.
9 - Guide d’ondes (28) comportant une structure composite (20) selon l’une quelconque des revendications 1 à 8.
10-Baffle optique comportant une structure composite (20) selon l’une quelconque des revendications 1 à 8.
11 - Procédé de fabrication d’une structure composite (20) comportant une partie A en un premier matériau et une partie B en un deuxième matériau ayant un coefficient de dilatation thermique différent de celui du premier matériau, lesdites parties étant liées entre elles par l’intermédiaire d’une couche C d’un matériau ayant un coefficient de dilatation thermique compris entre celui du premier matériau et celui du deuxième matériau selon l’une quelconque des revendications 1 à 7, ledit procédé comportant les étapes suivantes :
- intégration de la partie B à un moule de fabrication ;
- dépôt d’une première préforme sèche ou pré-imprégnée d’une résine R1, comportant au moins une nappe de fibres du troisième matériau sur le moule de fabrication de sorte que ladite première préforme recouvre au moins en partie une surface de la partie B ;
- dépôt d’une seconde préforme sèche si la première préforme est
5 une préforme sèche ou d’une seconde préforme pré-imprégnée d’une résine R2 si la première préforme est pré-imprégnée, comportant au moins une nappe de fibres de premier matériau, de sorte que ladite seconde préforme recouvre au moins en partie une surface de la couche C ;
10 - surmoulage des parties A et C à la partie B par injection ou infusion d’une résine R3 lorsque les première et seconde préformes sont des préformes sèches ;
- polymérisation respectivement de ladite résine R3 injectée ou infusée, ou desdites résine R1 et R2.
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* Cited by examiner, † Cited by third party
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US4717624A (en) * 1984-11-28 1988-01-05 Hoechst Celanese Corporation Method of manufacturing a molded article having good dimensional stability
FR2981004A1 (fr) * 2011-10-07 2013-04-12 Europ Aeronautic Defence Ans Space Company Eads France Metallisation d'une piece en materiau composite

Patent Citations (2)

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