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FR3074080A1 - Assemblage solide de pieces en materiau composite thermoplastique - Google Patents

Assemblage solide de pieces en materiau composite thermoplastique Download PDF

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FR3074080A1
FR3074080A1 FR1771283A FR1771283A FR3074080A1 FR 3074080 A1 FR3074080 A1 FR 3074080A1 FR 1771283 A FR1771283 A FR 1771283A FR 1771283 A FR1771283 A FR 1771283A FR 3074080 A1 FR3074080 A1 FR 3074080A1
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FR
France
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parts
thermoplastic
composite material
thermoplastic composite
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FR1771283A
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English (en)
Inventor
Francois Geli
Benedicte Geli
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Individual
Original Assignee
Individual
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Abstract

Un assemblage de deux pièces structurelles (496) et (9) en matériau composite thermoplastique superposées ou emboitées ou encastrées est renforcé au moyen * d'une part de disques ou plaques percé(e)s (102), plus moins gauchi(e)s et en matériau composite thermoplastique avec fibres en vrac, * et d'autre part de tubes pénétrants (103), également en matériau composite thermoplastique avec fibres en vrac. Lesdits tubes pénétrants (103) thermoplastiques et avec fibres en vrac traversent les autres pièces thermoplastiques, c'est-à-dire d'abord lesdites pièces (102) avec fibres en vrac, puis les deux pièces (496) et (9), avec fibres avec tout agencement, et à nouveau lesdites pièces (102) avec fibres en vrac, La déformation d'éléments sertissables (607) sans résine, fibreux ou non fibreux, qui revêtent lesdites pièces (102) et/ou (103), entraîne l'imbrication des fibres jointives. L'invention permet des assemblages thermoplastiques dans tous les domaines, particulièrement dans l'ancrage de voilures à des avions ou des éoliennes classiques ou innovant(e)s.

Description

INTRODUCTION
L'assemblage de structures se fait essentiellement par liaisons de tubes, avec joints pénétrants et serre-joints, comme sur les échafaudages, ou par liaisons avec connecteurs multi-manchons de tubes emboîtables, comme pour certaines toitures de halls d'exposition, ou de manière plus classique par soudage, ou par collage, ou par boulonnage -vissage ou par rivetage.
La présente invention est en lisière ou hybride de ces techniques, est standardisable , concerne les composites thermoplastiques, et génère des assemblages avec des possibilités d'interpénétration des fibres desdits composites.
La présente invention permet des assemblages thermoplastiques dans tous les domaines, particulièrement dans l'ancrage de voilures rigides à des avions ou des bateaux ou des éoliennes classiques ou innovant(e)s, là où la légèreté et la solidité sont plus cruciales que la compacité.
BREF PANORAMA
Les structures soudées sont utilisées pour des assemblages de petite, moyenne, grande et très grande taille, et concernent tout autant des structures fixes, sollicitées au moins et surtout en traction et en compression, que des structures mobiles sollicitées en permanence à la fois en traction, en compression et en torsion.
Les structures soudées fixes de grande taille sont souvent érigées en acier.
On peut par exemple citer certaines structures lestées de béton telles que des plateformes pétrolières et des plateformes supportant des éoliennes flottantes.
A moindre échelle, il est fait usage de structures en treillis en aluminium soudé.
Les structures soudées mobiles peuvent être allégées par des solutions composites ou métallocomposites. En effet, en alternative au métal, le besoin de recourir composites ou aux métallocomposites s'est jusqu'à présent plus fait sentir pour les structures mobiles que pour les structures fixes. Certaines structures soudées mobiles métallo-composites ont adopté des matériaux composites à base de matrice thermodurcissable qui n'est pas recyclable.
A contrario, les matériaux composites thermoplastiques sont recyclables et favorisent l'Economie Circulaire.
Par ailleurs, la Thèse de Gina GOHORIANU. Interaction entre les défauts d'usinage et la tenue en matage d'assemblages boulonnés en carbone/epoxy. Génie mécanique . Université de Toulouse iii Paul Sabatier, 2008, montre la vulnérabilité au boulonnage et au rivetage des matériaux thermodurcissables suite à la détérioration du trou de perçage, et à la détérioration de la matrice et des fibres par délamination et fissuration.
LES DIFFICULTES ET SOLUTIONS EN MATIERE DE BOULONNAGE ET RIVETAGE
DES MATERIAUX COMPOSITES THERMODURCISSABLES.
Pour mesurer les progrès apportés par l'invention qui repose sur un mode d'usage de composites thermoplastiques, il est utile de rapporter les difficultés et solutions en matière de boulonnage et rivetage des matériaux composites thermodurcissables, lesdits composites thermodurcissables représentant la filière technologique rivale des composites thermoplastiques.
En arrière plan de cette rivalité, il est gardé à l'esprit que les matériaux composites thermodurcissables sont moins aptes à être réparés et qu'aucune erreur de fabrication n'est rattrapable, car ils n'ont pas de post-formabilité, contrairement aux matériaux composites thermoplastiques
Le texte qui suit est extrait des passages compris entre les pages 24 et 87 en introduction de la Thèse de Gina GOHORIANU. Interaction entre les défauts d'usinage et la tenue en matage d'assemblages boulonnés en carbone/epoxy. Génie mécanique. Université de Toulouse iii - Paul Sabatier, 2008,
La notion d'endommagement, telle qu'elle est employée dans la mécanique des milieux continus, désigne la détérioration irréversible d'un matériau due à l'apparition et au développement de discontinuités surfaciques (microfissures) ou volumiques (cavités).
Plusieurs éléments de la géométrie des stratifiés interviennent dans le mode de rupture des assemblages par boulonnage ou rivetage de plaques et sur le niveau de la contrainte dans le stratifié : le rapport D/t (diamètre du trou en rapport avec l'épaisseur de la plaque), le rapport D/w (le diamètre relatif du trou, en rapport avec la largeur de la plaque), le rapport e/D, avec e la distance jusqu'au bord libre de l'éprouvette et le rapport w/D.
Lorsqu'un matériau est soumis à un chargement croissant, différents modes d'endommagement peuvent apparaître au sein de celui-ci.
Dans le cas d'un composite stratifié, plusieurs modes d'endommagement ont été répertoriés:
- la microfissuration de la matrice qui, chronologiquement est le premier mode d'endommagement survenant lors du chargement d'une structure composite ;
- la rupture de l'interface fibre-matrice qui apparaît lorsque la matrice a une faible résistance ce qui permet une progression de la fissuration matricielle le long des fibres ;
- le délaminage qui représente le décollement des plis d'orientation différente ;
ce mode d'endommagement peut apparaître lorsque la fissuration matricielle se propage à l'interface des deux plis d'orientation différente ou lorsqu'il se forme une accumulation importante de fissures ;
- la rupture défibrés qui est le mode ultime d'endommagement d'un composite (contrainte à la rupture des fibres très élevée par rapport aux autres composants du stratifié) et entraîne souvent la rupture totale du stratifié.
La rupture finale d'un stratifié parvient comme une conséquence de l'évolution de ces différents modes d'endommagement.
Généralement, les phénomènes endommageants apparaissent bien avant la rupture ultime du composite.
Il existe plusieurs critères de ruptures (Tsai, Tsai-Hill, contrainte maximale,...) basés sur la théorie classique des stratifiés qui permettent de prédire la rupture des plis. L'endommagement progressif n'est pas explicitement pris en compte dans ces critères, d'où un surdimensionnement des structures composites.
Une structure aéronautique est un véritable puzzle de pièces associées de diverses façons selon le type de matériau mis en oeuvre.
L'assemblage des différents composants structuraux métalliques et composites est réalisé selon deux principales techniques : collage et assemblage mécanique.
En principe, le collage constitue une méthode d'assemblage structurellement plus efficace que l'assemblage mécanique.
La présence des boulons ou des rivets dans les structures mécaniques réduit la surface effective des échantillons et introduit des concentrations de contraintes localisées tandis que le collage n'altère pas l'intégrité des matériaux assemblés et la répartition des contraintes s'effectue sur une plus grande surface (à condition de respecter certaines règles).
Cependant, les impératifs industriels de durabilité, reproductibilité, contrôlabilité et maintenance interdisent souvent l'emploi des assemblages collés.
L'assemblage mécanique boulonné ou riveté est le mode d'assemblage le plus utilisé en aéronautique pour assurer les transferts d'effort entre pièces composites et/ou métalliques.
Il est préféré aux autres modes d'assemblages quand des montages et démontages périodiques doivent intervenir pendant la vie de la structure ou lorsque le collage structural est impossible.
Dans le cas des pièces composites et plus particulièrement des assemblages boulonnés composites, quelques considérations sont à prendre en compte :
- la faible adaptation aux concentrations de contraintes,
- la sensibilité aux efforts de perçage,
- le risque de corrosion galvanique avec les matériaux en contact de natures différentes,
- la reprise hydrique.
La présence des trous habités chargés dans les structures mécaniques introduit des fortes concentrations de contraintes.
L'anisotropie des composites, leur absence de ductilité et leur faiblesse inter laminaire spécifique génèrent une faible adaptation aux concentrations des contraintes.
Celles-ci peuvent provoquer en bord de trou des fissurations de matrice, ruptures défibrés et même le délaminage des plis, puisqu'il s'agit aussi de contraintes normales et de cisaillement dans l'épaisseur des stratifiés.
La mise en place d'assemblages boulonnés nécessite des opérations de perçage.
Les caractéristiques des matériaux composites ont là encore une forte influence.
Le perçage peut engendrer des endommagements en bord de trous tels que l'arrachement défibrés, le délaminage, la dégradation thermique.
En raison des concentrations de contraintes en bord de trou, certains de ces défauts de perçage peuvent se propager et constituer ainsi une source de défaillance de la structure.
La façon de réaliser les opérations de perçage-alésage intervient donc d'une manière importante sur la qualité et les performances finales des assemblages.
Directement lié aux caractéristiques des composites et à leur sensibilité au perçage, le choix de fixations s'est avéré être une étape importante dans le processus de conception d'un assemblage composite.
Pour des structures aéronautiques, les fixations sont montées de préférence avec faible jeu, voire avec du serrage (interférence).
Cependant, en raison du risque de délaminage de plis dans la zone de trou, l'interférence des fixations est prohibée pour les assemblages de plaques composites, cette méthode étant appliquée uniquement pour des cas exceptionnels.
Un autre problème particulièrement aigu dans les zones d'assemblages est le risque de corrosion du fait des matériaux différents qui s'y côtoient (couples galvaniques) et des milieux corrosifs qui y séjournent (zones de confinement).
Le risque de corrosion galvanique entre le carbone et l'aluminium est évité avec une interface neutre en remplaçant les fixations en alliage d'aluminium par des fixations en alliage de titane.
En plus de cette solution, l'assemblage des pièces structurales entre elles se fait toujours avec une fine couche de mastic intercalaire pour assurer l'étanchéité mais aussi pour éviter les problèmes de corrosion.
Les couches de mastic qui recouvrent les trous effectués dans les plaques composites ont également le rôle d'éviter l'absorption d'eau (la reprise hydrique) autour du joint lorsque l'assemblage fonctionne dans un milieu environnemental humide.
L'utilisation des matériaux composites dans les structures aéronautiques soulève le problème des réparations lorsque celles-ci sont endommagées par impact.
Les réparations (provisoires ou définitives) sont réalisées à l'aide de renforts métalliques boulonnés ou rivetés ou bien avec des renforts métalliques ou composites collés, associés éventuellement à un certain nombre de rivets.
Cette dernière solution est utilisée notamment pour des panneaux composites fins.
Les réparations constituent donc une des problématiques qui font l'objet des études sur les assemblages composite-métallique ou composite-composite avec pour objectif la diminution des concentrations de contraintes dues aux dommages.
La plupart des assemblages mécaniques présents dans les structures aéronautiques sont des assemblages à fixations multiples.
Les assemblages mécaniques peuvent être divisés en deux groupes : assemblages avec une seule rangée de boulons et assemblages à multiples rangées de boulons.
Les assemblages non-critiques qui sont légèrement chargés nécessitent habituellement une seule rangée de boulons.
Par contre, des assemblages aéronautiques comme par exemple les assemblages au niveau de la jonction aile/fuselage ou des surfaces de contrôle sont fortement sollicités en raison du chargement accumulé sur la surface aérodynamique.
Dans ce dernier cas, la conception des assemblages avec multiples rangées de boulons permet de distribuer le chargement pour un transfert d'effort plus efficace.
Au cours d'un vol, un avion est soumis à des sollicitations thermiques, à des charges statiques et à des charges de fatigue. Les fixations impliquées dans les assemblages structuraux subissent ces sollicitations en traction ou en cisaillement et dans certains cas à la fois en traction et en cisaillement. Lorsque les assemblages boulonnés sont sollicités dans le plan, les efforts sont transmis d'une pièce à l'autre par cisaillement des fixations
Les assemblages boulonnés sollicités dans le plan et dont les composants sont des pièces planes ou quasi-planes, de relativement faible épaisseur sont appelés des éclissages.
Il existe deux types d'éclissages :
- éclissages en simple cisaillement (ou à simple recouvrement),
- éclissages en double cisaillement (ou à double recouvrement).
L'assemblage par recouvrement simple est le plus simple et le plus efficace en termes de poids. Cependant la force résultante se traduit par un moment qui fait apparaître des déformations de flexion secondaire. Dans ce cas, les fixations tendent à se coucher davantage sous l'action des efforts transférés.
L'assemblage par double recouvrement élimine le moment mais ajoute du poids supplémentaire Dans le cas des assemblages boulonnés des pièces composites, il faut prendre en compte :
- la rigidité du boulon qui est souvent inférieure à celle des plaques à assembler;
- le matage de la paroi du trou par le boulon ;
- le perçage qui peut créer des fissurations au voisinage du trou et qui peuvent être le siège des concentrations de contraintes générant la rupture prématurée de l'assemblage ;
- l'orientation des plis dans la zone près du trou habité qui, dans certains cas, peut nécessiter des modifications afin d'éviter des problèmes d'arrachement défibrés.
Pour éviter les risques décrits ci-avant il faudrait renforcer les assemblages mécaniques au voisinage du trou habité.
Un exemple est l'assemblage avec sangle. Le renfort (la sangle) fait le lien entre les deux parties assemblées. Le matériau du renfort est souvent différent de celui des plaques composites.
Le désavantage de ce type d'assemblage est l'ajout de poids lié au renfort et au boulon supplémentaire.
Une autre solution consiste à augmenter l'épaisseur des composites dans les zones à proximité des trous (bossage, reprise de plis). De cette manière, le niveau de contraintes dans l'assemblage est réduit ce qui lui permet de subir des chargements plus élevés.
Les assemblages étudiés dans ce travail de thèse sont des assemblages à double cisaillement (métal/composite/métal).
En raison de l'anisotropie, les composites assemblés par des boulons ont des modes de défaillance souvent très complexes et différents de ceux des assemblages métalliques.
Cependant, les modes de rupture macroscopiques peuvent être considérés comme similaires dans les deux cas d'assemblage.
Parmi les modes de rupture des assemblages boulonnés à double recouvrement et fixation unique, sollicités en traction uniaxiale ceux-ci, les quatre principaux modes sont :
- la rupture en traction (rupture au niveau de la section nette),
- la rupture en cisaillement,
- la rupture en orthotraction (ou clivage),
- la rupture en matage.
Lorsqu'une de ces contraintes arrive à un niveau critique, cela détermine le mode de rupture caractéristique de l'assemblage.
Si plusieurs contraintes types atteignent leur valeur critique simultanément ou à très peu d'écart, des modes de rupture combinés peuvent se produire (clivage-traction, matage-traction,...).
La prédilection pour un mode particulier de rupture est principalement liée à la géométrie de l'assemblage, mais dans le cas des composites stratifiés, la séquence d'empilement joue également un rôle important.
La rupture en traction (au niveau de la section nette) est directement liée à la réduction de la surface effective de l'échantillon due à la présence du trou. La rupture en traction nette ne se produit pas nécessairement à 90° par rapport à la direction de sollicitation.
Ce mode de rupture peut être évité en augmentant la largeur de la plaque composite par rapport au diamètre du trou (le rapport w/D) ainsi que la proportion des plis à 0° par rapport au chargement.
Généralement un rapport w/D > 6 est suffisant pour s'assurer contre la rupture en traction du stratifié.
La rupture en cisaillement est déterminée par des contraintes de cisaillement agissant dans la direction de chargement, dans deux plans parallèles et tangents au trou.
Ce mode de rupture apparaît notamment lorsque la distance jusqu'au bord libre de la plaque intermédiaire, notée e est faible.
La rupture en cisaillement du stratifié peut être évitée en augmentant le rapport e/D (généralement e/D > 3) et la proportion des plis à ±45° par rapport à la direction de sollicitation.
La rupture en orthotraction est rare mais elle apparaît surtout quand le taux défibrés orientées dans la direction de sollicitation (0°) est élevé et le nombre de plis à 90° est insufisant.
Les trois modes de rupture décrits ci-avant : rupture en traction, cisaillement et orthotraction sont considérés comme modes de rupture catastrophiques.
Ceci est dû au fait que les composants de l'assemblage sont définitivement séparés et la liaison ne peut plus assurer son rôle de transfert de charge.
Contrairement à ces modes de rupture, la rupture en matage est un mode préférentiel de rupture en raison de son caractère progressif.
Il s'agit d'un phénomène d'accumulation d'endommagements de compression sur le bord chargé du trou, qui est associé à des modes de rupture microscopiques : ruptures de fibres, fissuration de la matrice, délaminage,
Malgré ses avantages, dans certains cas, le dimensionnement en matage pur des composites est à éviter en faveur d'un mode de rupture catastrophique, notamment en traction nette. En effet, la rupture en matage peut générer des problèmes de maintenance aéronautique liés à l'usure du trou, à la fuite du combustible et à la rupture des fixations en fatigue.
Les assemblages qui font l'objet de ce travail de thèse sont des assemblages de type métal/composite/métal dimensionnés pour produire une rupture par matage du stratifié carbone/époxy.
Le matage représente l'écrasement localisé de la matière dû à un champ de pression trop élevée dans une zone de contact entre deux pièces.
Le matage correspond pour les matériaux métalliques à une déformation plastique.
Dans le cas des composites stratifiés à fibres longues, la déformation inélastique dûe au matage se traduit par des phénomènes complexes d'endommagement des fibres et de la matrice.
Le risque de matage apparaît souvent lors de l'utilisation des dispositifs de fixation de type rivet ou boulon.
Des chercheurs ont réalisé des études sur la phénoménologie d'endommagement par matage dans des stratifiés à fibres de carbone et matrice époxy.
Ils ont mis en évidence la nature progressive de la rupture par matage, le fait que ce type de rupture survient suite à une accumulation de dommages localisés en bord de trou.
Xiao et Ishikawa ont étudié le matage des stratifiés quasi-isotropes à fibres de carbone IM sollicités au sein d'assemblages avec serrage et ont décrit macroscopiquement la rupture par matage comme succession de plusieurs phases : endommagement localisé en bord de trou, augmentation de la zone endommagée, rupture locale puis rupture finale à l'échelle de la structure.
Ils ont trouvé que les modes dominants de rupture par matage sont dus à des flambages par paquets défibrés à 0° par rapport à la direction de sollicitation et du délaminage.
La rupture finale apparaît comme conséquence majeure de la fissuration dans l'épaisseur du stratifié due au cisaillement hors plan et du délaminage à grande échelle (très étendu).
Ils ont également conclu que la résistance en matage des stratifiés dépend des supports latéraux (confinement des plaques) et des caractéristiques mécaniques de la matrice.
Lorsque les assemblages boulonnés sont sollicités en fatigue, l'évolution de l'endommagement par matage est différente.
En plus des dommages qui surviennent généralement lors des sollicitations quasi-statiques, il existe des modes typiques d'endommagement en fatigue :
l'usure du trou, des dommages créés sur la paroi du trou en raison du contact avec le boulon, l'initiation et l'augmentation des délaminages autour du trou et les fissurations en cisaillement affectant plusieurs plis.
En raison du frottement, des dommages thermiques peuvent apparaître d'où les recommandations de faible fréquence de sollicitation (inférieure à 10 Hz suivant l'amplitude de la charge appliquée). Des études sur des problématiques liées au phénomène de matage ont été réalisées par de nombreux autres auteurs. Différents facteurs influents sur le comportement en matage des stratifiés ont également été mis en évidence :
- la géométrie des plaques composites,
- la stratification (séquence d'empilement des plis),
- le serrage du boulon,
- le jeu boulon/trou,
- la position de la rondelle d'appui sous la tête du boulon,
- les défauts de perçage,
- les caractéristiques de la résine, le procédé de fabrication, etc.
Influence du rapport D/t
Le facteur qui joue le rôle le plus important dans l'apparition et la résistance au phénomène de matage est l'épaisseur des plaques à assembler. De manière générale, le diamètre du boulon est choisi plus grand que l'épaisseur de la plaque afin d'éviter la rupture du boulon.
Cependant, pour une largeur de la plaque (w) identique, ce choix est fait au détriment de la résistance mécanique de l'assemblage.
Influence du rapport D/w sur la contrainte à la rupture
Pour des faibles valeurs du diamètre relatif du trou (D/w faible), la rupture de l'assemblage se produit par matage. Cependant, au-delà d'un facteur limite w/D, la contrainte de matage n'augmente plus avec la largeur w du stratifié. Lorsque la largeur de la plaque est réduite par rapport au diamètre du trou (D/w élevé), il y a rupture du stratifié en traction nette.
La résistance maximale s'obtient généralement pour un rapport w/D = 3 (ou D/w compris entre 0,2 et 0,4) mais la limite entre la rupture en traction et la rupture en matage dépend principalement de la stratification. D'autres facteurs liés au design de l'assemblage jouent également dans le basculement entre les deux modes de rupture : l'effort de serrage, les dimensions des rondelles, la forme de la tête du boulon.
Influence du rapport e/D sur la contrainte de matage
Pour un rapport e/D trop faible, il y a risque de rupture de l'éprouvette en cisaillement, en orthotraction ou en orthotraction/traction.
Lorsque le rapport e/D est élevé et la largeur et l'épaisseur de l'éprouvette sont suffisantes, la rupture se produit par matage.
Généralement, pour des stratifiés quasi-isotropes, l'augmentation du rapport e/D au-delà de 3,5 ne détermine pas une contrainte de matage plus élevée.
Influence de la stratification
On met en évidence l'influence de la position des plis à 0° dans l'épaisseur des stratifiés :
la présence de blocs de plis à 0° entraîne la diminution de la résistance au matage notamment lorsqu'ils sont placés à la surface des stratifiés.
Un stratifié quasi-isotrope est le plus résistant ; pour des trous de faible diamètre relatif, le mode prédominant de rupture est la rupture en matage.
Lorsque les structures composites sont soumises à des contraintes de matage élevées, quelques règles liées à la séquence d'empilement des stratifiés doivent être respectées :
- pas de blocs de plis avec la même orientation ;
- ne pas placer les plis à 0°à la surface du stratifié.
Influence du serrage :
De nombreux auteurs ont montré que le comportement en matage des composites stratifiés est nettement amélioré par le serrage appliqué aux assemblages boulonnés.
Xiao et Ishikawa ont mis en évidence le rôle du serrage des assemblages mixtes avec des rondelles situées d'un coté et de l'autre du stratifié (rondelles interposées entre la plaque composite et les deux plaques métalliques).
Pour un assemblage avec serrage (12-13 kgf/cm), trois zones d'endommagement ont été distinguées :
- endommagement en bord de trou (dans la zone de contact boulon/paroi du trou) ;
- endommagement dans la zone de serrage (flambement défibrés à 0°, fissurations en cisaillement, délaminages) ;
- endommagement en dehors de la zone de serrage qui apparaît lorsque l'endommagement dans la zone de serrage (zone située à l'interface rondelle/plaque) atteint un certain niveau de saturation (des dommages à plus grande échelle comme par exemple les délaminages) qui entraîne la chute très rapide de la résistance de l'assemblage.
En raison du serrage appliqué, les rondelles minimisent les déformations hors plan et l'endommagement en compression se propage dans le plan, suivant la direction de sollicitation de manière progressive.
ETAT DE L'ART DES ASSEMBLAGES THERMOPLASTIQUES
Le soudage thermoplastique de l'Etat de l'Art entre deux pièces en matériau composite thermoplastique renforcé permet des géométries telles que K, Y ou X ou en rosette ou en console connectrice de distribution 3D et des variantes combinant ces cinq géométries ou des géométries d'accolement et d'emboîtement.
Les formes de ces assemblages thermoplastiques, généralement de taille modeste, sont parfois contenues dans des moules, bien que certaines techniques procèdent sans moule par brèves impulsions entraînant la fusion de la résine en cycles très brefs.
Très souvent, ces assemblages thermoplastiques, dont la solidité n'est pas garantie, nécessitent des consolidations post-opératoires.
Par exemple, des parties structurelles additionnelles peuvent être rajoutées au moyen de joints et de serre-joints.
Par exemple encore, ces assemblages thermoplastiques sont doublés, après l'assemblage, par des chaussettes de tissu préimprégnées de résine thermoplastique et recouvrantes, ou par d'autres types de surmoulages de consolidation thermoplastique post-assemblage.
Le document de l'institut Supérieur de Plasturgie d'Alençon pour NORMANDIE AEROSPACE « Méthodes d'assemblage de thermoplastiques renforcés fibres courtes ou longues. Technologies de collage et de soudage. 2014 ».
http://www.nae.fr/wp-content/uploads/2014/05/EB Assemblage TP.pdf et les publications « Ageorges, C., Ye, L. and Hou, M. (2001). Advances in Fusion Bonding Techniques for Joining Thermoplastic Matrix Composites: A Review, Composites Part A: Applied Science and Manufacturing. 32:839-857 » et « A. YousefPour, M. Hojjati And J.-P.lmmarigeon. Fusion Bonding/Welding of Thermoplastic Composites. Journal of THERMOPLASTIC COMPOSITE MATERIALS, Vol. 17—July 2004 » décrivent des technologies d'assemblage par soudage et collage de composites thermoplastiques.
Parmi ces technologies, l'une consiste à introduire des inserts métalliques chauffants et non-structurels entre deux pièces thermoplastiques à assembler par thermo-soudage.
Le procédé ne fournit pas de clé technologique pour des assemblages en deux ou trois dimensions et pouvant s'adapter à diverses configurations topologiques.
De plus, ces inserts, une fois mis en place, ne sont pas manipulés et remaniés pendant l'assemblage.
Le brevet du CETIM WO 2017060646 Al « Method for securing a composite element with a rigid element » décrit une technologie d'assemblage par soudage de composites thermoplastiques où des anfractuosités sont créées sur la pièce à lier pour qu'une pièce en matériau composite thermoplastique renforcé puisse, après ramollissement de surface à la chaleur, faire pénétrer sa résine et ses fibres de surface à l'intérieur desdites anfractuosités, tout en s'aidant d'une compression.
Le procédé ne repose que sur la présence d'anfractuosités et ne fournit pas de clé technologique pour démultiplier les possibilités d'interpénétration des fibres dans des assemblages en deux ou trois dimensions en s'adaptant à diverses configurations topologiques.
Selon l'Etat de l'Art, et comme décrit dans le brevet « US 7807093 B2 Method for arranging a thermoplastic insert in a thermoplastic sandwich product » des inserts thermoplastiques peuvent être insérés dans un sandwich en matériau thermoplastique composé de couches fibreuses composites thermoplastiques externes enserrant une âme thermoplastique.
Le procédé est limité à la déformation de couches fibreuses superficielles sans donner de clé technologique pour démultiplier les possibilités d'interpénétration des fibres dans des assemblages en deux ou trois dimensions en s'adaptant à diverses configurations superposées ou emboîtées ou encastrées.
L'Etat de l'Art du soudage thermoplastique se rapporte à des technologies diverses, aidées ou non par une compression, dont les principales sont * le soudage par ultra-sons, * le soudage par induction, * le soudage avec résistance, * le soudage par plaques chauffantes, * le soudage par gaz chaud, * le soudage par infra-rouge, * le soudage par laser * le soudage par hautes fréquences.
D'une manière générale, dans l'Etat de l'Art des assemblages en composite thermoplastique, les consolidations thermoplastiques interviennent après les assemblages.
Celà complique les procédés et rend plus difficile leur standardisation.
A contrario, la présente invention repose sur une consolidation thermoplastique inhérente à l'assemblage, ce qui simplifie l'assemblage et/ou améliore sa standardisation.
De plus, la présente invention permet de démultiplier les possibilités d'interpénétration des fibres dans des assemblages en deux ou trois dimensions en s'adaptant à diverses configurations superposées ou emboîtées ou encastrées.
DESCRIPTION
Contrairement à l'Etat de l'Art des assemblages en composite thermoplastique où les consolidations par soudage thermoplastique interviennent après les assemblages, la présente invention repose sur une consolidation thermoplastique inhérente à l'assemblage.
La présente invention est standardisable, et représente un procédé en lisière ou hybride des techniques d'assemblage de l'Etat de l'Art telles que par liaisons de tubes, avec joints pénétrants et serre-joints, ou par liaisons avec connecteurs multi-manchons de tubes emboîtables, ou de manière plus classique par soudage, ou par collage, ou par boulonnage-vissage ou par rivetage en considérant que des composants thermoplastiques peuvent jouer un rôle plaquant et bloquant qui pourrait rappeler de loin celui des têtes de goujons dans le vissage-boulonnage et de têtes de tiges dans le rivetage, à la différence que le vissage-boulonnage et le rivetage ne sont pas adhésifs, en considérant que des composants thermoplastiques capables de pénétrer peuvent jouer un rôle pénétrant et jointif analogue à celui des goujons du vissage-boulonnage et des tiges du rivetage, et en considérant que des éléments sertissables plus ou moins fibreux impliqués dans l'invention peuvent jouer un rôle analogue à celui des serre-joints et bien entendu à celui des pièces déformées voire écrasées dans le rivetage.
L'invention apporte à la fois pénétration de résine et interpénétration de fibres dans un assemblage de pièces en thermoplastique renforcé au moment même où une structure est scellée dans son architecture en deux ou trois dimensions. L'invention vise une meilleure efficacité que les procédés d'assemblage de composites thermoplastiques de l'Etat de l'Art, tant sur le plan de la standardisation du procédé que sur le plan du résultat obtenu sur la solidité de l'assemblage.
En effet, la présente invention permet d'interpénétrer les fibres dans des assemblages en deux ou trois dimensions en s'adaptant à diverses configurations superposées ou emboîtées ou encastrées.
L'invention décrit un procédé standardisable et efficace d'assemblage par thermosoudage thermoplastique de parties d'une structure allégée (450), composée de pièces structurelles (496) et (9) en matériau thermoplastique renforcé, dont les fibres ont une longueur et une orientation adaptées à leur forme et leur rôle structurel, comme par exemple en tissu ou en fibres mono-directionnelles ou en vrac, selon leur forme et selon leur rôle dans ladite structure allégée (450).
Le matériau thermoplastique est renforcé de fibres de toute nature, en carbone ou verre ou basalte ou végétales.
Selon l'invention, un assemblage par thermosoudage de deux pièces structurelles (496) et (9) en matériau composite thermoplastique, superposées ou emboîtées ou encastrées, est renforcé au moyen * d'une part de deux disques ou plaques percé(e)s (102), plus moins gauchi(e)s et en matériau composite thermoplastique avec fibres en vrac, * et d'autre part de goujons ou tubes pénétrants (103), également en matériau composite thermoplastique avec fibres en vrac.
Lesdits goujons ou tubes pénétrants (103) thermoplastiques et avec fibres en vrac traversent les autres pièces thermoplastiques, c'est-à-dire d'abord le (la) premier(ère) disque ou plaque percé(e) (102) avec fibres en vrac, puis les deux pièces structurelles (496) et (9), avec fibres avec tout agencement, comme par exemple en tissu ou en fibres mono-directionnelles ou en vrac, et à ensuite l'autre disque ou plaque percé(e) (102) avec fibres en vrac.
Au cours d'un thermosoudage, un goujon ou tube pénétrant (103) se lie aux disques ou plaques percé(e)s (102), tandis que le (la) premier(ère) disque ou plaque percé(e) (102) se lie à la première pièce structurelle (496) et que l'autre disque ou plaque percé(e) (102) se lie à la deuxième pièce structurelle (9).
Un goujon ou tube (103) a le rôle d'un boulon solidarisant les deux pièces structurelles (496) et (9), en traversant leurs épaisseurs, et par là, comme tout boulon, peut subir un cisaillement, c'est à dire une contrainte subie lorsque les efforts s'exercent en sens opposés, tangentiellement aux surfaces desdites deux pièces structurelles (496) et (9).
Un(e) disque ou plaque percé(e) (102) joue un rôle anti-cisaillement en luttant contre des forces tangentielles sans pouvoir user des possibilités de traverser les épaisseurs desdites pièces structurelles (496) et (9).
Quant au contact thermoplastique surfacique ((pièce structurelle (496)-pièce structurelle (9)), il joue à chaud le rôle d'une colle, au moins aux endroits précis où il y a élévation de température pour le thermosoudage.
L'ensemble pièces (102)-pièce(103) joue un rôle comparable à celui de goujons ou de rivets hypothétiques qui seraient adhésifs et aidés par du collage.
Les composants (102) et (103) sont pourvoyeurs de résine et de fibres, et ont vocation à faire adhésion tout en multipliant les possibilités d'interpénétration des fibres dans des assemblages en deux ou trois dimensions selon diverses configurations des dites pièces structurelles (9) et (496) telles qu'en superposition ou en emboîtement ou en encastrement.
Le fait que lesdits composants (102) et (103) soient pourvus de fibres en vrac favorise l'imbrication des fibres jointives plutôt que leur accolement.
Des éléments sertissables (607) sans résine, conducteurs de chaleur, mono- ou multi-matériaux, mono- ou multi-partites, avec ou sans parties fibreuses pourvoyeuses de fibres, ou pour une partie fibreux et pour une partie non-fibreux, revêtent lesdites pièces (102) et/ou (103), subissent une déformation, et entraînent l'imbrication des fibres jointives des pièces en contact l'une de l'autre.
Ainsi, lesdits composants (102) et (103) subissent et relaient la déformation desdits éléments sertissables (607).
Lesdits éléments sertissables (607) sont configurés pour recevoir trois forces de de déformation directions différentes.
Une première partie d'un élément sertissable (607) reçoit une force tangentielle aux surfaces desdites pièces structurelles (496) et (9), une deuxième partie reçoit une force oblique, une troisième partie reçoit une force orthogonale.
Toute partie fibreuse desdits éléments sertissables (607) les rend potentiellement pourvoyeurs de fibres susceptibles d'être imprégnées par un éventuel trop-plein de résine advenant du fait d'un défaut d'étanchéité au thermosoudage avec sertissage Ce trop plein de résine est étalé avec un outillage approprié.
L'évacuation d'un trop-plein de résine sans excès est bénéfique si au passage elle permet de laisser libres des micro-volumes pour l'imbrication des fibres, la quantité de résine résiduelle devant rester suffisante pour imprégner les fibres jointives après leur déformation.
Lesdits éléments sertissables (607) soumis au sertissage subissent une déformation mécanique telle qu'un pincement ou un enfoncement ou un étirement ou un écartement ou une torsion ou une mise en forme torsadée avec fonction ressort ou un pliage ou un plissage. Cette déformation entraîne le déplacement et le mélange des diverses fibres jointives de tous bords. En effet, la déformation repose sur des compressions et des étirements, qui non seulement sont favorables à la pénétration de résine, mais entraînent aussi avec eux les fibres desdits composants (102) et (103), et, en leur offrant un nouveau positionnement, provoquent «in fine» leur mélange et leur interpénétration avec les fibres des zones jointives desdites pièces composites structurelles (9) et (496), lesquelles fibres peuvent aussi, par ricochet, être déplacées.
Ce remaniement à l'assemblage parachève de façon standardisable lesdits composants (102) et (103) pendant leur thermosoudage auxdites pièces structurelles (9) et (496).
Lesdits composants (102) et (103) offrent une consolidation inhérente au processus d'assemblage et par là, diminuent la nécessité d'une consolidation par soudage thermoplastique post-assemblage, voire la rendent superflue.
Lesdits composants (102) et (103) font tout à la fois office de plots de calage, de pourvoyeurs de résine et de fibres, de support de positionnement de fibres, et de raccord pour thermo-soudage et fixation desdites pièces structurelles (9) et (496) entre elles.
Lesdits éléments sertissables (607) peuvent rester en place ou non.
S'ils restent en place, lesdits éléments sertissables (607) se maintiennent dans la dernière forme géométrique qu'ils ont acquise après une ultime déformation, et par conséquent, après assemblage, maintiennent dans cette ultime forme lesdits composants (102) et (103).
Lesdits éléments sertissables (607), s'ils sont fibreux, peuvent eux aussi être pourvoyeurs de fibres..
Lesdits éléments sertissables (607) peuvent être métalliques ou non métalliques et sont le plus souvent non-structurels.
Qu'ils soient non-structurels et métalliques ou non-structurels et non-métalliques, lesdits éléments sertissables (607), une fois qu'ils ont servi à l'assemblage, peuvent rester en place ou non, en particulier selon qu'ils sont faciles ou difficiles à séparer de la structure (450) à l'assemblage de laquelle ils ont servi, ou selon qu'ils sont utiles dans la fonction de ladite structure (450) assemblée.
Des éléments sertissables (607) peuvent avoir une partie sertissable et une partie configurée en forme de serre-joints, dont le serrage viendra compléter l'effet du sertissage.
Comme le serrage est notoirement compatible avec le métal, cette disposition est particulièrement appréciée si lesdits éléments sertissables (607) sont métalliques, et si ladite structure (450), une fois assemblée, doit adjoindre une structure supplémentaire à l'aide de serre-joints.
De façon corollaire, des cas peuvent se présenter où le métal peut intégrer une structure (450) non pas pour son rôle structurel, mais seulement pour son rôle dans l'intégration desdits éléments sertissables (607) au sein desdits composants (102) et (103).
La déformation desdits éléments sertissables (607) s'effectue de préférence en opposition contre des pièces additionnelles de butée (3).
Une pièce additionnelle de butée (3) peut être évacuée après assemblage, au cas où elle n'est utile que provisoirement, pendant l'assemblage, pour aider au mélange desdites fibres en jouant un rôle de butée de compression.
Une pièce additionnelle de butée (3) peut aussi rester en place après assemblage.
L'invention concerne essentiellement des structures fibreuses, avec fibres de toute nature, voire des fibres métalliques pour certaines applications particulières localisées aux zones jointives. Néanmoins, l'invention peut aussi s'adapter à une structure allégée métallo-composite avec plus ou moins de métal.
L'invention permet aussi non seulement de mieux maîtriser les soudures entre composants en matériau composite thermoplastique renforcé, mais aussi de mieux maîtriser les synergies entre pièces métalliques et composants en matériau composite thermoplastique renforcé.
En effet, il est possible d'envisager de nouvelles architectures de structures allégées composites ou métallo-composites à très faible part de métal ou à faible part de métal ou à forte part de métal, et de nouvelles applications desdites structures allégées composites ou métallo-composites à très faible part de métal ou à faible part de métal ou à forte part de métal.
Une très faible part de métal sous-entend souvent l'absence de composants métalliques à rôle structurel, le seul métal en présence étant celui qui réside dans des éléments sertissables (607) qui seraient métalliques.
A contrario, une forte part de métal sous-entend la présence de composants métalliques à rôle structurel, ce qui est envisageable par exemple avec des profilés métalliques additionnels transpercés ou transperçants, et éventuellement, en sus, envisageable avec des éléments métalliques dotés d'une part d'une partie sertissable assimilable à un élément sertissable (607) et appelée à déformer des composants (102) et (103), et dotés d'autre part d'une partie configurée en forme de serre-joints appelée à adjoindre des composants métalliques additionnels à rôle structurel.
L'invention s'applique à tout type de structures soudées, fixes ou mobiles, de petite taille ou de taille imposante: construction terrestre, marine, ferroviaire, navale, aéronautique, etc, partout où des structures allégées (450) avec pièces structurelles (9) et (496) sont érigées au moyen desdits composants (102) et (103) et au moyen desdits éléments sertissables (607).
L'invention permet des assemblages de pièces allégées par l'usage de thermoplastiques composites, dans tous les domaines où l'allègement est recherché, particulièrement dans l'ancrage de voilures rigides à des avions ou des drônes ou des bateaux ou des éoliennes classiques ou innovant(e)s, là où la légèreté et la solidité sont plus cruciales que la compacité.
L'invention permet aussi des assemblages de pièces allégées dans des structures fixes, particulièrement des structures fixes de grande taille.
Dans tous les cas, l'opération d'assemblage peut avoir lieu à ciel ouvert plutôt que dans une enceinte, au bénéfice d'assemblages en plein air après acheminement et transport de ladite structure (450) en pièces détachées.
Selon une version de l'invention, les parois desdits composants (103) sont déformées, voire même filetées et les parois des trous percés dans lesdits composants (102) et lesdites pièces composites structurelles (9) et (496) sont déformées, voire même taraudées.
Dans le cas où il y a respectivement taraudage et filetage, après vissage, les structures concaves ou convexes des taraudages et filetages sont destinées à se déformer au thermosoudage et à créer davantage de zones d'interpénétration de fibres
Ainsi dans l'invention, contrairement aux perçages et boulonnages pratiqués pour les matériaux composites thermodurcissables et décrits dans la Thèse de Gina GOHORIANU. Interaction entre les défauts d'usinage et la tenue en matage d'assemblages boulonnes en carbone/epoxy. Génie mécanique . Université de Toulouse iii - Paul Sabatier, 2008, et où les perçages et filetages s'effectuent sans qu'il soit ni souhaitable ni possible d'évoluer, les filetages sur les pièces (103) et les perçages et taraudages sur les pièces (102), (9) et (496) sont suivis d'un remaniement bénéfique autorisé par la post-formabilité des thermoplastiques et impossible avec les thermodurcissables.
Selon une version de l'invention, des éléments sertissables (607), sont pourvus d'une alternance de zones concaves et convexes, voire contondantes, d'aspérités ou de micro- ou mini-appendices ou de filaments qui aident à l'interpénétration à micro-échelle des fibres jointives.
lesdits éléments sertissables (607) pouvant être * métalliques, en métal fin micro-gravé en surface, ajouré ou grillagé, * ou en particules ou filaments de bois, * ou également fibreux sans résine, écrasables ou écartables comme des fibres végétales ou encore des fibres minérales telles que des fibres de basalte ou de carbone ou de verre, * ou enfin en mousse de matériau recyclable, avec alvéoles plus ou moins larges et déformables.
Selon une version de l'invention, une pièce additionnelle (3) de butée est pourvue de gravures ou d'aspérités ou de micro- ou miniappendices qui aident à l'interpénétration à micro-échelle des fibres jointives, à l'instar de la description faite dans le brevet du CETIM WO 2017060646 Al « Method for securing a composite element with a rigid element ».
ladite pièce additionnelle (3) de butée pouvant être * métallique, en métal suffisamment épais micro-gravé en surface, ajouré ou grillagé, * ou en bois massif gratté ou micro-gravé en surface, * ou enfin en mousse à alvéoles dures et solides en matériau recyclable, comme par exemple en mousse d'aluminium.
Selon une version de l'invention, une articulation comprime ou étire lesdits composants (102) et (103) pendant l'assemblage.
Selon une version de l'invention, un élément sertissable (607) est un insert (627) inséré dans lesdits composants (102) et (103).
Selon une version de l'invention, un élément sertissable (607) est maintenu en place après assemblage via un dispositif mécanique (610) spécifique, comme un dispositif de cerclage ou de verrouillage ou de serrage.
Selon une version de l'invention, les parois desdites pièces composites structurelles (9) et (496) qui seraient endommagées sont réparées par addition à chaud de matériau composite thermoplastique.
Selon une version de l'invention, lesdites pièces composites thermoplastiques sont en sandwich dont l'âme interne est remplie d'un matériau léger et recyclable, comme une mousse d'aluminium ou du balsa, ou comme une mousse de résine comme la mousse de PMMA (Polymethylmethacrylate) qui peut être obtenue à partir de CO2 ou de méthane, et qui peut aussi recevoir des additifs comme des nanotubes de carbone.
Selon une version de l'invention, la résine thermoplastique desdits composants (102) et (103) est un mélange de résine à faible viscosité, selon l'Etat de l'Art, ce qui la rend capable d'imprégner correctement les fibres de tout renfort fibreux.
et de résine à forte viscosité, ce qui limite les fuites lors du sertissage par lesdits éléments sertissables (607).
Selon une version de l'invention, le monomère de la résine thermoplastique desdits composants (102) et (103) est le methylmethacrylate, soit en sirop classique, soit en sirop de faible viscosité de type résine ELIUM de la société ARKEMA, décrite dans les brevets WO2013056845A2, W02014013028A1, WO2014135815, WO2014135816 et WO 2017121750 Al.
En outre, indépendamment d'ARKEMA, le procédé alpha de LUCITE permet d'obtenir les précurseurs du méthylmétacrylate, le formaldéhyde et le methylpropionate, directement à partir du méthanol et de l'éthylène.
Le document Acrylics For the Future décrit en page 2 cette contribution de LUCITE. http://www.ingenia.org.uk/Content/ingenia/issues/issue45/harris.pdf
Les principes de l'économie Méthanol de George OLAH, Prix Nobel de Chimie en 1994, permettent d'obtenir les précurseurs du méthanol et de éthylène à partir de CO2 et de H2 ou CH4.
Cf.Jotheeswari Kothandaraman, Alain Goeppert, Miklos Czaun, George A. Olah*, and G. K. Surya Prakash*. Conversion of CO2 from Air into Méthanol Using a Polyamine and a
Homogeneous Ruthénium Catalyst. J. Am. Chem. Soc., 2016, 138 (3), pp 778-781.
FIGURES
Les Figures IA, IB, IC et 2A, 2A, 2C montrent en coupe deux pièces structurelles (496) et (9) en matériau composite thermoplastique et superposées,
Leur assemblage est renforcé au moyen * d'une part de deux disques ou plaques percé(e)s (102), plus moins gauchi(e)s et en matériau composite thermoplastique avec fibres en vrac, * et d'autre part de goujons ou tubes pénétrants (103), également en matériau composite thermoplastique avec fibres en vrac.
Lesdits goujons ou tubes pénétrants (103) thermoplastiques et avec fibres en vrac traversent les autres pièces thermoplastiques, c'est-à-dire d'abord le (la) premier(ère) disque ou plaque percé(e) (102) avec fibres en vrac, puis les deux pièces structurelles (496) et (9), avec fibres avec tout agencement, comme par exemple en tissu ou en fibres mono-directionnelles ou en vrac, et à ensuite l'autre disque ou plaque percé(e) (102) avec fibres en vrac.
Au cours d'un thermosoudage, un goujon ou tube pénétrant (103) se lie aux disques ou plaques percé(e)s (102), tandis que le (la) premier(ère) disque ou plaque percé(e) (102) se lie à la première pièce structurelle (496) et que l'autre disque ou plaque percé(e) (102) se lie à la deuxième pièce structurelle (9).
Un goujon ou tube (103) a le rôle d'un boulon solidarisant les deux pièces structurelles (496) et (9), en traversant leurs épaisseurs, et par là, comme tout boulon, peut subir un cisaillement, c'est à dire une contrainte subie lorsque les efforts s'exercent en sens opposés, tangentiellement aux surfaces desdites deux pièces structurelles (496) et (9).
Un(e) disque ou plaque percé(e) (102) joue un rôle anti-cisaillement en luttant contre des forces tangentielles sans pouvoir user des possibilités de traverser les épaisseurs desdites pièces structurelles (496) et (9).
Quant au contact thermoplastique surfacique ((pièce structurelle (496)-pièce structurelle (9)), il joue à chaud le rôle d'une colle, au moins aux endroits précis où il y a élévation de température pour le thermosoudage.
L'ensemble pièces (102)-pièce(103) jour un rôle comparable à des goujons ou des rivets hypothétiques qui seraient adhésifs et aidés par du collage.
Les composants (102) et (103) sont pourvoyeurs de résine et de fibres, et ont vocation à faire adhésion tout en multipliant les possibilités d'interpénétration des fibres dans des assemblages en deux ou trois dimensions selon diverses configurations des dites pièces structurelles (9) et (496) telles qu'en superposition ou en emboîtement ou en encastrement.
Le fait que lesdits composants (102) et (103) soient pourvus de fibres en vrac favorise l'imbrication des fibres jointives plutôt que leur accolement.
Des éléments sertissables (607) sans résine, conducteurs de chaleur, mono- ou multi-matériaux, mono- ou multi-partites, avec ou sans parties fibreuses pourvoyeuses de fibres, ou pour une partie fibreux et pour une partie non-fibreux, revêtent lesdites pièces (102) et/ou (103), subissent une déformation, et entraînent l'imbrication des fibres jointives des pièces en contact l'une de l'autre.
Ainsi, lesdits composants (102) et (103) subissent et relaient la déformation desdits éléments sertissables (607).
Lesdits éléments sertissables (607) sont configurés pour recevoir trois forces de de déformation directions différentes.
Une première partie d'un élément sertissable (607) reçoit une force tangentielle aux surfaces desdites pièces structurelles (496) et (9), une deuxième partie reçoit une force oblique, une troisième partie reçoit une force orthogonale.
Toute partie fibreuse desdits éléments sertissables (607) les rend potentiellement pourvoyeurs de fibres susceptibles d'être imprégnées par un éventuel trop-plein de résine advenant du fait d'un défaut d'étanchéité au thermosoudage avec sertissage Ce trop plein de résine est étalé avec un outillage approprié.
L'évacuation d'un trop-plein de résine sans excès est bénéfique si au passage elle permet de laisser libres des micro-volumes pour l'imbrication des fibres, la quantité de résine résiduelle devant rester suffisante pour imprégner les fibres jointives après leur déformation.
Les Figures 3A, 3B, 3C et 4A, 4B, 4C montrent en coupe le cas où les parois desdits composants (103) sont déformées, voire même filetées, et où les parois des trous percés dans lesdits composants (102) et Iesdites pièces composites structurelles (9) et (496) sont déformées, voire même taraudées.
Dans le cas où il y a respectivement taraudage et filetage, après vissage, les structures concaves ou convexes des taraudages et filetages sont destinées à se déformer au thermosoudage et à créer davantage de zones d'interpénétration de fibres.
Ainsi dans l'invention, contrairement aux perçages et boulonnages pratiqués pour les matériaux composites thermodurcissables, et où les perçages et filetages s'effectuent sans qu'il soit ni souhaitable ni possible d'évoluer, les filetages sur les pièces (103) et les perçages et taraudages sur les pièces (102), (9) et (496) sont suivis d'un remaniement bénéfique autorisé par la post-formabilité des thermoplastiques et impossible avec les thermodurcissables.
Les Figures 5A, 5B et 5C montrent en coupe que des composants (103) peuvent opérer par groupes de deux ou plusieurs pièces (102) à deux ou plusieurs trous, en même temps que Iesdites pièces composites structurelles (9) et (496) sont percées du nombre correspondant de trous.
Les Figures 6A, 6B, 6C et 6D montrent une pièce additionnelle (3) jouant un rôle de butée, à l'assemblage, pour la déformation desdits éléments sertissables (607).
Une pièce additionnelle de butée (3) peut être évacuée après assemblage, au cas où elle n'est utile que provisoirement, pendant l'assemblage, pour aider au mélange desdites fibres en jouant un rôle de butée de compression. Une pièce additionnelle de butée (3) peut aussi rester en place après assemblage.
Les Figures 7A, 7B, 7C, 7D, 7E, 7F, 7G, 7H, et 7D montrent en coupe le cas où Iesdites deux pièces structurelles (496) et (9) sont tubulaires et emboîtées, la section desdites pièces structurelles (496) étant bosselée.
Le bosselage permet d'augmenter le parcours de traverse desdits goujons ou tubes pénétrants (103). Lesdits goujons ou tubes pénétrants (103) forment alors une première rosette, et lesdits(es) disques ou plaques percé(e)s (102) forment deux rosettes, une externe et une autre interne.
Après placage des deux rosettes de pièces (102) contre Iesdites deux pièces structurelles (496) et (9) tubulaires et emboîtées, lesdits goujons ou tubes pénétrants (103) en rosette pénètrent d'abord une première rosette de pièces (102), puis Iesdites deux pièces structurelles (496) et (9), puis la deuxième rosette de pièces (102).
Lesdits goujons ou tubes pénétrants (103), sur cette figure, se rejoignent sur une console centrale (23) de consolidation.
Les Figures 8A, 8B, 8C, 8D, 8E, 8F représentent en coupe une configuration voisine de celle décrite dans les Figures 7A, 7B, 7C, 7D, 7E, 7F, 7G, 7H, et 7D, mais où la section desdites pièces structurelles (496) n'est pas bosselée.
La Figure 9 représente en perspective des pièces structurelles (496) et (9) tubulaires et emboîtées selon le mode détaillé dans les Figures précédentes.
Les Figures 10A, 10B, et 10C montrent en coupe l'intervention en rosette de pièces additionnelles (3) jouant un rôle de butée, à l'assemblage, pour la déformation desdits éléments sertissables (607) alors que lesdites deux pièces structurelles (496) et (9) sont tubulaires et emboîtées.
La Figure 11 montre en perspective un stade avant emboîtement où lesdites pièces (103) et lesdits éléments sertissables (607) ont déjà été mis en place, puis l'emboîtement des deux pièces structurelles tubulaires (496) et (9) jusqu'à ce que tous les perçages sur lesdites pièces composites thermoplastiques percés se superposent, puis l'introduction desdits goujons ou tubes pénétrants (103).
Les Figures 12 à 32 montrent des applications de l'invention dans l'ancrage de voilures rigides à des avions ou des bateaux ou des éoliennes classiques ou innovant(e)s.
Les Figure 12A, 12B, 12C, 12D montrent le fuselage (459) d'un avion qui reçoit une aile (9) en matériau composite thermoplastique, laquelle s'emboîte dans un caisson (496) en matériau composite thermoplastique solidaire dudit fuselage (459).
L'emboîtement est suivi par une solidarisation avec des composants (102) et (103) en matériau composite thermoplastique avec fibres en vrac.
La Figure 13 montre le même processus que celui de la Figure 12, mais répété pour une ou deux ou trois ailes (9) sur le même avion.
L'emboîtement desdites pièces thermoplastiques aile (9) et caisson (496) est consolidé par des composants (102) et (103) en matériau composite thermoplastique avec fibres en vrac, non représentés sur la Figure.
La Figure 14 montre des avions à deux ou trois ailes (9) où les caissons (496) en matériau composite thermoplastique solidaires dudit fuselage (459) sont aussi solidaires entre eux.
L'emboîtement desdites pièces thermoplastiques aile (9) et caisson (496) est assuré par des composants (102) et (103) en matériau composite thermoplastique avec fibres en vrac, non représentés sur la Figure.
La Figure 15 montre des avions à deux ou trois ailes (9) où un caisson (497) en matériau composite thermoplastique loigne du fuselage un des caissons (496) en matériau composite thermoplastique, lui-même emboîtant une aile (9) en matériau composite thermoplastique.
de manière à ce que chaque aile (9) fasse mieux jouer son effet de portance.
L'emboîtement desdites pièces thermoplastiques aile (9) et caisson (496), ou caisson (497) et caisson (496), est assuré par des composants (102) et (103) en matériau composite thermoplastique avec fibres en vrac, non représentés sur la Figure.
Les Figures 16A et 16 B reprennent les Figures 14 et 15, mais pour des avions à deux fuselages.
La Figure 16 C montre que les trois ailes (9) d'un avion peuvent être solidarisées à leur extrémité par une ossature 3D consolidée en matériau composite thermoplastique.
L'emboîtement desdites pièces thermoplastiques aile (9) et caisson (496) est assuré par des composants (102) et (103) en matériau composite thermoplastique avec fibres en vrac, non représentés sur la Figure.
Les Figures 17 A, 17B, 17C montrent que la solidarisation à leur extrémité des trois ailes (9) d'un avion peut s'effectuer avec trois tubes (99) solidarisés, chacun s'emboîtant dans une aile (9).
La Figure 18 montre un avion à deux ailes (9) non superposées (ou quatre demi-ailes) dans lequel des pièces (497) portent des tubes (496) emboîtant lesdites ailes (9).
L'emboîtement desdites pièces thermoplastiques aile (9) et caisson (496) est assuré par des composants (102) et (103) en matériau composite thermoplastique avec fibres en vrac, non représentés sur la Figure.
La Figure 19 montre une éolienne à axe horizontal où les trois pâles (9) en matériau composite thermoplastique sont emboîtées par un caisson (496) en matériau composite thermoplastique et lié au rotor, ledit caisson (496) étant plus précisément une couronne tri-tubulaire. L'emboîtement desdites pièces thermoplastiques pâle (9) et caisson (496) est assuré par des composants (102) et (103) en matériau composite thermoplastique avec fibres en vrac, non représentés sur la Figure.
La Figure 20 montre une éolienne à axe horizontal où les trois pâles (9) tri-tubulaires en matériau composite thermoplastique sont emboîtées par un caisson en matériau composite thermoplastique (496) et lié au rotor, ledit caisson (496) étant plus précisément une couronne novem-tubulaire. L'emboîtement desdites pièces thermoplastiques (9) et (496) est assuré par des composants (102) et (103) en matériau composite thermoplastique avec fibres en vrac, non représentés sur la Figure.
La Figure 21 montre l'éolienne à axe horizontal de la Figure 20 où trois pâles (9) tri-tubulaires en matériau composite thermoplastique sont emboîtées par une couronne novemtubulaire (496) en matériau composite thermoplastique et liée au rotor, et où chaque pâle (9) tri-tubulaire fait ossature fermée de la même façon que des ailes d'avion aux Figures 17 A, 17B, et 17C.
L'emboîtement desdites pièces thermoplastiques (9) et (496) est assuré par des composants (102) et (103) en matériau composite thermoplastique avec fibres en vrac, non représentés sur la Figure.
La Figure 22 montre une éolienne à axe horizontal où les trois pâles (9) en matériau composite thermoplastique sont emboîtées par une pièce tri-tubulaire (496) en matériau composite thermoplastique et liée au rotor.
Ladite pièce tri-tubulaire (496) est pourvue de tubes angulés, ce qui permet de donner des formes de pâles en aile de mouette, comme il existe des avions avec des ailes en forme d'aile de mouette.
L'emboîtement desdites pièces thermoplastiques (9) et (496) est assuré par des composants (102) et (103) en matériau composite thermoplastique avec fibres en vrac, non représentés sur la Figure.
La Figure 23 montre une éolienne à axe horizontal où les sixpâles (9) sont emboîtées par six pièces tubulaires (496) liées au rotor. Lesdites six pièces tubulaires (496) sont des tubes angulés, ce qui permet de mettre en place six pâles (9) en aile de mouette,
L'emboîtement desdites pièces thermoplastiques (9) et (496) est assuré par des composants (102) et (103) en matériau composite thermoplastique avec fibres en vrac, non représentés sur la Figure.
Une configuration très voisine serait envisagée avec trois tubes (9) seulement et chacun des tubes (496) qui serait doublement angulé et emboîterait deux pâles (9).
La Figure 24 montre l'éolienne à axe horizontal de la Figure 23, où les six pâles (9) en aile de mouette sont liées deux à deux grâce à des pièces (91) en matériau composite thermoplastique emboîtées dans des pièces (4961) en matériau composite thermoplastique.
L'emboîtement desdites pièces thermoplastiques (9) et (496), (9) et (4961), (9461) et (91) est assuré par des composants (102) et (103) en matériau composite thermoplastique avec fibres en vrac, non représentés sur la Figure.
La Figure 25 montre une éolienne à axe horizontal où les trois pâles (9) en matériau composite thermoplastique sont emboîtées par une pièce tri-tubulaire (496) en matériau composite thermoplastique et liée au rotor. A la différence de la Figure 19, les tubes de ladite pièce tri-tubulaire (496) sont orthogonaux à un rayon d'un cercle centré sur le rotor.
L'emboîtement desdites pièces thermoplastiques (9) et (496) est assuré par des composants (102) et (103) en matériau composite thermoplastique avec fibres en vrac, non représentés sur la Figure.
La Figure 26 montre une éolienne à axe horizontal où les neuf pâles (9) en matériau composite thermoplastique sont emboîtées par une pièce novem-tubulaire (496) en matériau composite thermoplastique et liée au rotor. A la différence de la Figure 19, les tubes de ladite pièce novemtubulaire (496) sont orthogonaux à un rayon d'un cercle centré sur le rotor.
L'emboîtement desdites pièces thermoplastiques (9) et (496) est assuré par des composants (102) et (103) en matériau composite thermoplastique avec fibres en vrac, non représentés sur la Figure.
La Figure 27 montre une éolienne à axe horizontal à neuf pâles (9) en matériau composite thermoplastique emboîtées dans neuf pièces tubulaires (496) en matériau composite thermoplastique et ancrées au rotor. Seuls trois pâles (9) et trois pièces tubulaires (496) sont montrées.
Les trois pâles (9) peuvent faire ossature fermée par groupes de trois de la même façon que des ailes d'avion aux Figures 17 A, 17B, et 17C.
L'emboîtement desdites pièces thermoplastiques (9) et (496) est assuré par des composants (102) et (103) en matériau composite thermoplastique avec fibres en vrac, non représentés sur la Figure.
La Figure 28 montre une éolienne à axe vertical où les trois pâles (9) en matériau composite thermoplastique sont supportées et pénétrées par trois cadres tubulaires (91) en pénétrant une couronne tri-tubulaire (496) liéé au rotor, lesdits trois cadres tubulaires (91) et ladite couronne tritubulaire (496) étant aussi en matériau composite thermoplastique.
L'emboîtement desdites pièces thermoplastiques (9) et (91), et (496) et (9) est assuré par des composants (102) et (103) en matériau composite thermoplastique avec fibres en vrac, non représentés sur la Figure.
La Figure 29 montre une éolienne à axe vertical où les neuf pâles (9) en matériau composite thermoplastique sont supportées et pénétrées par neuf cadres tubulaires (91) en pénétrant une couronne novem-tubulaire (496) liéé au rotor, lesdits neuf cadres tubulaires (91) et ladite couronne tri-tubulaire (496) étant aussi en matériau composite thermoplastique.
L'emboîtement desdites pièces thermoplastiques (9) et (91), et (496) et (9) est assuré par des composants (102) et (103) en matériau composite thermoplastique avec fibres en vrac, non représentés sur la Figure.
La Figure 30 montre l'éolienne à axe vertical de la Figure 29 et où les pâles (9) font ossature fermée par groupes de trois de la même façon que des ailes d'avion aux Figures 17 A, 17B, et 17C.
La Figure 31 montre un bateau monocoque avec une roue à axe vertical avec des extensions de rayons tubulaires angulés (496) en matériau composite thermoplastique et emboîtant trois mâts ailés (9) en matériau composite thermoplastique faisant office d'ailes rigides orientés par ladite roue à axe vertical.
L'emboîtement desdites pièces thermoplastiques (9) et (496) est assuré par des composants (102) et (103) en matériau composite thermoplastique avec fibres en vrac, non représentés sur la Figure.
La Figure 32 montre un trimaran avec deux roues à axe vertical, chacune avec des extensions de rayons tubulaires angulés (496) en matériau composite thermoplastique et emboîtant trois mâts ailés (9) en matériau composite thermoplastique faisant office d'ailes rigides orientés par ladite roue à axe vertical.
L'emboîtement desdites pièces thermoplastiques (9) et (496) est assuré par des composants (102) et (103) en matériau composite thermoplastique avec fibres en vrac, non représentés sur la Figure.

Claims (6)

  1. REVENDICATIONS
    1) Assemblage de deux pièces en matériau composite thermoplastique par thermosoudage et sertissage, caractérisées en ce qu' un assemblage par thermosoudage de deux pièces structurelles (496) et (9) en matériau composite thermoplastique, avec fibres avec tout agencement, superposées ou emboîtées ou encastrées, est renforcé au moyen * d'une part de disques ou plaques percé(e)s (102), plus moins gauchi(e)s et en matériau composite thermoplastique avec fibres en vrac, * et d'autre part de goujons ou tubes pénétrants (103), également en matériau composite thermoplastique avec fibres en vrac.
    Lesdits goujons ou tubes pénétrants (103) traversent les autres pièces thermoplastiques c'est-à-dire d'abord le (la) premier(ère) disque ou plaque percé(e) (102) puis les deux pièces structurelles (496) et (9), et à ensuite l’autre disque ou plaque percé(e) (102).
    Puis des éléments sertissables (607) sans résine, conducteurs de chaleur, mono- ou multi-matériaux, mono- ou multi-partites, avec ou sans parties fibreuses pourvoyeuses de fibres, ou pour une partie fibreux et pour une partie non-fibreux, revêtent lesdites pièces (102) et/ou (103), subissent une déformation, et entraînent l'imbrication des fibres jointives des pièces en contact l'une de l'autre.
  2. 2) Assemblage de deux pièces en matériau composite thermoplastique par thermosoudage et sertissage, selon la revendicationl, caractérisé en ce que les parois desdits composants (103) sont déformées, voire même filetées et les parois des trous percés dans lesdits composants (102) et lesdites pièces composites structurelles (9) et (496) sont déformées, voire même taraudées.
    Dans le cas où il y a respectivement taraudage et filetage, après vissage, les structures concaves ou convexes des taraudages et filetages sont destinées à se déformer au thermosoudage et à créer davantage de zones d'interpénétration de fibres.
  3. 3) Assemblage de deux pièces en matériau composite thermoplastique par thermosoudage et sertissage, selon la revendicationl, caractérisé en ce que des éléments sertissables (607) sont pourvus d'une alternance de zones concaves et convexes, voire contondantes, et d'aspérités ou de micro- ou mini-appendices ou de filaments qui aident à l'interpénétration à micro-échelle des fibres jointives.
    lesdits éléments sertissables (607) pouvant être * métalliques, en métal fin micro-gravé en surface, ajouré ou grillagé, * ou en particules ou filaments de bois * ou également fibreux sans résine, écrasables ou écartables comme des fibres végétales ou encore des fibres minérales telles que des fibres de basalte ou de carbone ou de verre, * ou enfin en mousse de matériau recyclable, avec alvéoles plus ou moins larges et déformables.
  4. 4) Assemblage de deux pièces en matériau composite thermoplastique par thermosoudage et sertissage, selon la revendicationl, caractérisé en ce qu' une pièce additionnelle (3) de butée est pourvue de gravures ou d'aspérités ou de micro- ou miniappendices qui aident à l'interpénétration à micro-échelle des fibres jointives, ladite pièce additionnelle (3) de butée pouvant être * métallique, en métal suffisamment épais micro-gravé en surface, ajouré ou grillagé, * ou en bois massif gratté ou micro-gravé en surface, * ou enfin en mousse à alvéoles dures et solides en matériau recyclable, comme par exemple en mousse d'aluminium.
  5. 5) Assemblage de deux pièces en matériau composite thermoplastique par thermosoudage et sertissage, selon la revendicationl, caractérisé en ce que, la résine thermoplastique desdits composants (102) et (103) est un mélange * de résine à faible viscosité, selon l'Etat de l'Art, et * de résine à forte viscosité
  6. 6) Assemblage de deux pièces en matériau composite thermoplastique par thermosoudage et sertissage, selon la revendicationl, caractérisé en ce que le monomère de la résine thermoplastique desdits composants (102) et (103) est le methylmethacrylate, soit en sirop classique, soit en sirop de faible viscosité, soit en mélange des deux.
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Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
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FR3009515A1 (fr) * 2013-08-07 2015-02-13 Faurecia Bloc Avant Structure composite thermoformee et son procede de fabrication
DE102014006681A1 (de) * 2014-05-06 2015-11-12 Technische Universität Chemnitz Verfahren und Einrichtung zum Fügen flächiger Körper
FR3023210A1 (fr) * 2014-07-07 2016-01-08 Safran Procede de fabrication de piece en materiau composite comportant au moins une portion formant portion d'introduction d'effort ou surepaisseur locale

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