Eurofighter

[syntaxerror9]

En me renseignant un peu rapidement sur le sujet j'entrevois une explication plausible concernant les dommages. Si j'ai bien compris ce que j'ai lu en diagonale, un élément métallique perd graduellement ses performances statiques en fonction des dommages subis alors qu'un élément composite supporte très mal une perte d'intégrité, même faible. J'en arrive à penser qu'un impact de 7.62 (par exemple) dans un longeron métallique n'aura pas forcément les mêmes conséquences en terme de modification de la résistance que le même impact dans un longeron en composite. Cette différence de comportement à la dégradation pourrait aussi expliquer la frilosité des acteurs dans le domaine des avions de combat.

Quoiqu'il en soit, il y a certainement une (et même plusieurs) raison(s) justifiant la conception plus classique d'éléments de structure pour les avions de combat, et j'aimerai bien les connaître plus précisément ne serait-ce que pour apprécier à sa juste valeur le choix fait pour l'Eurofighter.

De mon côté aussi, je voyais ça comme vraie différence entre les composites et le alliages.

Les composites ne font pas de crics avec le temps, mais par contre, quand il sont endommagés, ils ont tendance à se détériorer d'un coup à partir de l'endroit oú commence le délaminage.

On passerait d'une structure tenant à 100% son rôle, à 0%, d'un coup, en quelque sorte.

Une même structure en alliage, perd progressivement sa résistance mécanique en fonction de l'atteinte à son intégrité.

D'oú, à mon avis, le non choix des composites dans certaines pièces dans un avion de combat.

 

En gros (je caricature), un avion dont le longeron d'aile serait touché par un obus se retrouverait cassé en deux pour une structure composite, là où un alliage ne perdrait que X% de sa tenue mécanique; ceci permettant de ramener l'avion à la maison.

Modifié le 4 janvier 2014 par syntaxerror9

[Kal]

 

On rajoute les orages,

 

Cela me fait penser à cette anecdote sur le Rafale, qui a un jour traversé un orage de grêle bien violent, et qui a été en mesure de s'en sortir sans dommage important, mis à part sur les canards, fortement impactés.

[syntaxerror9]

On a vu les photos à l'époque.

Le revêtement RAM m'est apparu très épais sur les photos.

Mais je pense que l'intérieur de la structure des canards n'avait pas trop souffert.

[LittleJohn]

En gros (je caricature), un avion dont le longeron d'aile serait touché par un obus se retrouverait cassé en deux pour une structure composite, là où un alliage ne perdrait que X% de sa tenue mécanique; ceci permettant de ramener l'avion à la maison.

Je ne comprends pas toute cette émotion autour du risque de battle damage qui selon certains rendrait rédhibitoire l'utilisation de matériau composite pour les longerons. S'il n'est pas possible de demontrer l'intégrité du longeron avec un trou d'un diametre forfetaire correspondant au battle damage a prendre en compte dans le dimensionnement, il suffit de s'en remettre a une approche MLP (multi load path) et démontrer que l'aile peut tenir charge limite (pour ne pas etre trop penalisant) avec un longeron manquant et redistribution des efforts dans les longerons adjacents. Il y a même fort à parier que cette approche induira un impact masse faible, sinon nul.

Notez aussi qu'une approche MLP doit de toute façon être utilisée pour un longeron métallique afin de couvrir la perte d'un longeron suite à une propagation de fissure, à défaut de devoir le faire pour couvrir du batte damage.

Certains semblent aussi oublier que les panneaux composite extrados et intrados de voilure eux mêmes sont les plus exposés aux dommages, et ça n'a pas empeche de pouvoir les justifier aux impacts...

[Kiriyama]

Au fait, est-ce que EuroJet propose les réacteurs EJ200 à l'export pour d'autres avions ?

[clem200]

Les indiens le voulaient pour le TEJAS, non ?

[zx]

oui, il y avait un choix entre le EJ200 et F414, ils ont pris le F414,

[LittleJohn]

A t'entendre c'est la panacée, pourtant ce choix technique ne s'est d'après toi pas encore répandu chez les ténors de l'aviation de combat. Comment expliques tu cette divergence ?

Je dis simplement que c'est une solution qui offre un certain nombre d'avantages qu'il est difficile d'ignorer.

Quant à savoir pourquoi cette solution ne se retrouve pas sur d'autres avions combats en particulier le F35 qui est récent, et ce en dépit de la relative maturité de cette techno, c'est précisément la question que je pose depuis le début à la communauté de ce forum.

J'en viens tout simplement à me demander si LM n'a pas trouvé un moyen un peu tordu de rendre discrète au radar une structure métallique interne à une peau composite, qui lui dispenserait ainsi d'avoir à considérer le carbone pour les éléments internes, et lui permettrait de s'en tenir à une bonne vieille structure hybride boulonnée...

[DEFA550]

Je ne comprends pas toute cette émotion autour du risque de battle damage qui selon certains rendrait rédhibitoire l'utilisation de matériau composite pour les longerons.

Moi je ne comprends pas pourquoi les matériaux composites sont peu ou pas utilisés pour les éléments de structure des avions de combats s'ils n'ont aucun défaut rédhibitoire. Faut-il en conclure que les dieux bossent pour Airbus ou Boeing, et que les autres sont des abrutis ?

Parce qu'à t'écouter, il n'y a aucun risque, aucun défaut et que des avantages à utiliser les composites. Il y a la comme une contradiction, non ?

[bubzy]

L'absence d'une conception avancée avec l'utilisation en masse de matériaux sur les chasseurs actuels ne tiendrait pas tout simplement du fait que les avions ont été conçus à la fin des années 80, époque ou tout le process n'était pas maîtrisé comme maintenant ? Il n'y a seulement que maintenant que les dreamliner et 350 sont pourvu d'une grosse partie de matériaux composites... Même le F-35 n'aurai pas pu en profiter.

 

Pour les prochains peu être ?

 

Après, le battle damage... Bon. Faut faire en sorte que l'avino puisse rentrer au bercail, mais de là à le réparer... ça me rappelle un certain Jaguar.

[DEFA550]

De toute façon on parle dans le vide puisque pour l'instant la technologie employée par les uns ou les autres est restée au conditionnel.

Il est vrai qu'on ne peut pas juger une conception ancienne sur la base de connaissances récentes, mais le point de départ était le choix de conception de l'aile de l'Eurofighter qui ne date pas d'hier non plus. Autrement dit ils ont fait un choix que les autres n'ont à priori pas fait.

[LittleJohn]

En me renseignant un peu rapidement sur le sujet j'entrevois une explication plausible concernant les dommages. Si j'ai bien compris ce que j'ai lu en diagonale, un élément métallique perd graduellement ses performances statiques en fonction des dommages subis alors qu'un élément composite supporte très mal une perte d'intégrité, même faible.

 

La façon avec laquelle il faut interpreter cela est plutôt de la façon suivante:

les avions métalliques sont de nos jours conçus pour pouvoir voler avec des fissures qui, à mesure qu'elles se propagent, dégradent peu à peu les performances mécaniques de la structure, qui n'est plus en mesure de tenir la charge extrème (1.5*charge limite) pour laquelle elle était dimensionnée à l'origine. On établit d'ailleurs un programme d'inspection à appliquer à intervalles réguliers au cours de la vie de l'avion, de façon a permettre au moins deux inspections (pour optimiser les chances de détection des fissures) avant que la dite fissure n'atteigne la taille critique calculée, c'est à dire la taille à partir de laquelle la structure ne pourra plus tenir la charge limite. C'est basiquement la base de l'approche tolérance aux dommages pour les structures métalliques.

 

La tolerance aux dommages pour les composites est radicalement différente: les composites ne se fissurent pas sous l'effet du cyclage de chargement comme le font les métaux, mais ils sont par contre très susceptibles aux impacts, qui entrainent des délaminations et dégradent notoirement leur performances surtout en compression. Pour que ces materiaux soient tolérants aux dommages (dont le risque est important aussi bien pendant la vie de l'avion que pendant le manufacturing de la pièce en question) on va d'emblée les dimensionner en faisant l'hypothèse qu'ils sont impactés et qu'il contiennent des délaminations (impact de 35J classiquement), et accepter d'entrée de jeu la penalité de masse qui en resulte.

 

 

J'en arrive à penser qu'un impact de 7.62 (par exemple) dans un longeron métallique n'aura pas forcément les mêmes conséquences en terme de modification de la résistance que le même impact dans un longeron en composite. Cette différence de comportement à la dégradation pourrait aussi expliquer la frilosité des acteurs dans le domaine des avions de combat.

 

Il est vrai que certains risques particuliers comme les chocs et crashes peuvent compromettre d'entrée de jeu le choix du carbone pour certaines structures, par exemple lorsqu'une structure métallique va pouvoir se plastifier pour absorber et contenir un gros débris à forte énergie cinétique alors qu'une structure carbone va se perforer (l'un des inconvénients du composite et qu'il ne plastifie pas).

 

Par contre pour reprendre l'exemple de l'impact de 7.62, je n'ai jamais fait de dimensionnement au battle damage mais je peux facilement imaginer qu'il s'agirait de conduire une campagne d'essais de tire a balle réelle sur un bunch d'éprouvettes composites représentatives de la structure, et en nombre suffisant pour pouvoir caractériser les dommages qui en résultent (mophologie, taille, etc...). Ensuite charge au bureau d'étude de dimensionner la structure pour qu'elle puisse résister a charge limite (ou même Get Home Loads = 0.7*charge limite) avec un trou d'une dimension correspondant aux résultats d'essais. Il est possible que le résultat de ce dimensionnement soit que la structure composite qui en resulte doit être si épaisse qu'elle est au final plus lourde qu'une solution métallique, mais ça ne doit pas être souvent le cas.

... D'ailleurs 80% du revêtement du Rafale est en Carbone, donc...

 

 

Quoiqu'il en soit, il y a certainement une (et même plusieurs) raison(s) justifiant la conception plus classique d'éléments de structure pour les avions de combat

 

J'en suis absolument certain, et je ne pense pas qu'il s'agisse de frilosité d'utiliser du composite, pour reprendre ton expression, je pense qu'il s'agisse de raisons plus stratégiques, et moi assi, l'aimerais bien les connaître.

[LittleJohn]

L'absence d'une conception avancée avec l'utilisation en masse de matériaux sur les chasseurs actuels ne tiendrait pas tout simplement du fait que les avions ont été conçus à la fin des années 80, époque ou tout le process n'était pas maîtrisé comme maintenant ?

 

C'est vrai pour les chasseurs en service actuellement.

 

Le but n'est pas tant d'utiliser en masse du composite, d'ailleurs l'approche tout-composite des airliners actuels relève plus d'un argument purement commercial et n'aboutit pas forcément à des avions les plus performants en terme de masse, surtout rapporté au coût...

 

Le métal a encore de beau jour devant lui...

 

 

Même le F-35 n'aurai pas pu en profiter.

 

Le F35 aurait pu profité d'une techno composite collée puisque l'Eurofighter en a profité.

 

 

Parce qu'à t'écouter, il n'y a aucun risque, aucun défaut et que des avantages à utiliser les composites. Il y a la comme une contradiction, non ?

 

Je pense qu'il est bon de recadrer la discussion sur le sujet initial, qui était l'utilisation de longerons carbone, collés à la peau inf. Biensûr cela comporte des risques, mais il faut croire que ces risques sont maîtrisés puisque cette techno vole sur au moins deux avions militaires: Eurofighter et sur A400M (pour les raidisseurs collés).

 

Que puis-je dire de plus?

[DEFA550]

Je crois que les points de vue commencent à converger.

Je ne discute pas le fait qu'on puisse fabriquer une pièce qui résiste à tel ou tel dégât ou qui conserve ses qualités sur le long terme. Ce qui est discuté, c'est l'intérêt de remplacer une pièce métallique par une pièce en composite (ni plus lourde ni plus encombrante) compte tenu des contraintes diverses, en particulier pour les pièces structurelles (qui servent à la fois de support et à transmettre les efforts) et les assemblages qui en découlent.

Le cas du revêtement ne me paraît pas représentatif, même s'il joue un rôle dans la rigidité de l'ensemble, et c'est pourquoi je ne suis pas étonné de l'usage de plus en plus massif de composites depuis quelques décennies pour le revêtement, les gouvernes ou les empennages.

 

 

Je pense qu'il est bon de recadrer la discussion sur le sujet initial, qui était l'utilisation de longerons carbone, collés à la peau inf. Biensûr cela comporte des risques, mais il faut croire que ces risques sont maîtrisés puisque cette techno vole sur au moins deux avions militaires: Eurofighter et sur A400M (pour les raidisseurs collés).

J'ai du mal à admettre la pertinence de la comparaison entre un avion de combat et un avion de transport, et encore moins lorsqu'il s'agit de longerons d'un côté, et de "simples" raidisseurs de l'autre.

 

EDIT : Je viens de regarder le début du reportage sur le Typhoon et ce ne sont que les nervures qui sont en carbone. La structure de l'aile est toujours métallique.

Modifié le 4 janvier 2014 par DEFA550

[Klem]

J'en viens tout simplement à me demander si LM n'a pas trouvé un moyen un peu tordu de rendre discrète au radar une structure métallique interne à une peau composite, qui lui dispenserait ainsi d'avoir à considérer le carbone pour les éléments internes, et lui permettrait de s'en tenir à une bonne vieille structure hybride boulonnée...

Il me semble que la structure du F35 fait appel a de gros blocs en forgés d'une seule pièce plutôt qu'un assemblage classique boulonné.

 

Ces blocs sont sensés être plus résistant à la fatigue que les assemblages métalliques boulonnés ou composites collés, en revanche ça complique la maintenance (==> retour en usine)

[Klem]

Je pense qu'il est bon de recadrer la discussion sur le sujet initial, qui était l'utilisation de longerons carbone, collés à la peau inf. Biensûr cela comporte des risques, mais il faut croire que ces risques sont maîtrisés puisque cette techno vole sur au moins deux avions militaires: Eurofighter et sur A400M (pour les raidisseurs collés).

 

Pour l' A400M, on est plus proche du liner civil que du chasseur de combat: il n'est pas destiné à tournoyer sous 9G ni a s'approcher trop près de la défense anti-aérienne ennemie. 

[g4lly]

J'en suis absolument certain, et je ne pense pas qu'il s'agisse de frilosité d'utiliser du composite, pour reprendre ton expression, je pense qu'il s'agisse de raisons plus stratégiques, et moi assi, l'aimerais bien les connaître.

Les composites - carbone essentiellement - c'est assez particulier comme comportement. On a du mal a estimé la fatigue notamment, alors qu'on sait très précisément le faire avec l'alu. Il y des gros problème vibratoire, la rigidité est telle que ca transmet tout, les métaux sont plus élastique et produise un amortissent de certaine fréquence qui est souvent bienvenue.

En automobile par exemple, meme si on produit le centre du châssis en caisson carbone, on produit les berceau moteur et les support des train roulant en métal. Justement parce que les métaux pose beaucoup moins de problème vibratoire.

Accessoirement aussi les métaux de bonne qualité et travaillé finement peuvent être léger - pas seulement les titane ou alu allié, mais aussi des acier de bon aloi -, pas autant que les composite carbone souvent, mais suffisamment pour rentrer dans les specs des concepteurs.

Il y a d'autre pièce ou les métaux on encore de beau jour devant eux ce sont les liaisons, ou les effort sont parfois très complexe notamment en compression et ou il est infiniment plus facile de prédire le comportement des métaux que des composite 3D.

Dernier chose les problème de pathologie des matériaux. Autant on sait assez bien détecter et réparer - ou pas - les dommages des métaux, autant on a du mal détecter prévenir ou curer les dommages latents des composite. J'imagine que dans l'aéronautique on ne répare pas les pièces avec un vulgaire soudure, mais sans parler de réparation ne serait que prévenir une rupture est intéressant pour optimiser les remplacement préventif de pièce.

[LittleJohn]

Je comprends votre réaction en ce qui concerne l'A400M, je voudrais cependant mettre en exergue les points suivants à méditer:

Pour l' A400M, il n'est pas destiné à tournoyer sous 9G.

Je ne comprends pas la pertinence de cet argument, un avion de 80 tonne subissant 2g devra reprendre des efforts beaucoup plus importants qu'un avion de 10 tonnes subissant 9g. D'ailleurs même cet argument-la n'est pas pertinent puisqu'il faudrait plutôt s'en référer aux contraintes vues par la structure, lesquelles seront similaires pour les deux avions.

Pour l' A400M, ni a s'approcher trop près de la défense anti-aérienne ennemie.

Il est toutefois dimensionné au batte damage.

Pour ce qui est du raccourci entre les raidisseurs colles de l'a400m et les longerons colles du Typhoon, pour moi le défi technologique est plus ou moins le même a partir du moment ou dans les deux cas il s'agit d'une structure composite primaire collée, subissant des sollicitations semblables, des contraintes semblables, et des risques particuliers similaires ( exemple: batte damage)

Modifié le 5 janvier 2014 par LittleJohn

[LittleJohn]

EDIT : Je viens de regarder le début du reportage sur le Typhoon et ce ne sont que les nervures qui sont en carbone. La structure de l'aile est toujours métallique.

Ce sont les nervures, qui reprennent les efforts des points d'emport de sous voilure, qui sont métalliques, le reste de l'aile est composite. Tu peux mieux t'en rendre compte sur la vidéo à 10'22 ou on voit bien le panneau intrados de voilure autoraidi. Le cutaway de flightglobal donne aussi une bonne vision d'ensemble:

http://www.flightglobal.com/airspace/media/militaryaviation1946-2006cutaways/eurofighter-typhoon-cutaway-11382.aspx

On voit bien sur la vidéo que les longerons composite sont interrompus au moins à deux reprises pour laisser passer les nervures, c'est d'ailleurs cette particularité qui a attiré mon attention en premier lieu, plus que la technologie en composite collée. On évite normalement les assemblages un peu rapiécés pour les éléments structuraux qui sont orientés dans la direction principale des efforts, ceci pour des raisons évidentes. Je pense qu'ils ont du se faire pas mal peur pendant les campagnes d'essais...

Modifié le 5 janvier 2014 par LittleJohn

[LittleJohn]

Les composites - carbone essentiellement - c'est assez particulier

D'accord avec tout ce que tu dis, à ceci près qu'en matière de fatigue sur les composites, on ne navigue pas vraiment dans l'inconnu ni ne prend de risque démesurés puisque l'on dispose maintenant d'un retour d'expérience assez conséquent et le niveau de confiance qui en découle. C'est cette confiance acquise qui a permis de passer à une introduction un peu expérimentale du composite sur le mirage 2000 sur des éléments structuraux pas forcément principaux (de mémoire trappes de train, panneaux de dérives et ailerons) a une utilisation beaucoup plus ambitieuse sur le Rafale.

En termes de fatigue composite, la principale crainte est de voir les défauts manufacturing ou les délaminages se propager sous chargement cyclique. On mitige ce risque en introduisant des défauts artificiels et des impacts en divers endroits clefs de la cellule d'essais de fatigue qu'on cycle ensuite à quelque chose comme trois fois la vie de l'avion, pour valider la non propagation des défauts.

[DEFA550]

On voit bien sur la vidéo que les longerons composite sont interrompus au moins à deux reprises pour laisser passer les nervures

Euh... C'est l'inverse... Le réseau de raidisseurs collés à la peau de l'aile sont une partie des nervures, interrompues à deux endroits pour laisser passer les longerons métalliques. Ces raidisseurs ne supportent pas d'efforts particuliers et permettent simplement (si on peut dire) de faire la liaison entre un squelette de voilure bien plan et un extrados (?) convexe (en gros ils donnent sa forme à l'aile). J'avoue que cette conception en sandwich est assez bizarre, avec des semelles métalliques rapportées (sur les nervures). C'est du moins l'impression que j'ai eu en visionnant cette vidéo.

Ceci dit on est très loin d'une pièce de structure.

[mgtstrategy]

bon yen a marre du carbone, on veut voir la foufoune et voila une photo pirate avec un storm shadow

 

Typhoon with Cruise missile... pic.twitter.com/7XzDc0XrmP

— Mark R. Wheeler (@MarkRWheeler2)

January 5, 2014

[bubzy]

Elle me fait doucement rigoler cette photo... Alors quoi bon. On voit un Typhoon en arrière plan d'une photo d'un Black Shaheen et faut en déduire que... A mon avis, juste derrière le missile, hors cadre, il doit y avoir un Tornado.

[mgtstrategy]

haha j adore la reponse :D

[LittleJohn]

Euh... C'est l'inverse... .

Non ça n'est pas l'inverse.

Tu aurais pu noté sur la vidéo la position du détourage fait sur le panneau composite pour contourner la case du train principal, qui te confirme quel bord du panneau correspond à l'emplanture de l'aile, et que les éléments composite en question sont donc bel et bien des longerons.

Tu le vois aussi clairement sur le cutaway de flightglobal, sur lequel une coupe détaillée d'un longeron figure d'ailleurs, avec le commentaire "typical spar/skin joint - lower skin resin bonded to spar".

Cela n'a rien de surprenant, à l'inverse des gros porteurs les chasseurs ont des ailes avec un grand nombre de longerons à cause la faible épaisseur relative.

Ces raidisseurs ne supportent pas d'efforts particuliers et permettent simplement (si on peut dire) de faire la liaison entre un squelette de voilure bien plan et un extrados (?) convexe (en gros ils donnent sa forme à l'aile)..

Je ne peux naturellement pas être d'accord compte tenu de ce que j'ai dit plus haut.

avec des semelles métalliques rapportées (sur les nervures)..

Il s'agit très probablement de cales métalliques permettant de s'assurer que l'interface avec la peau supérieure est en position théorique. On a souvent recours a de telles techniques car l'un des problèmes du composite est qu'on ne peut pas prédire avec suffisamment de précision l'épaisseur finale du produit fini, qui va dépendre de tout un tas de critères manufacturing. La variabilité est assez importante même si elle s'atténue à mesure que la production gagne en cadence et en maturité.

Process:

La position des semelles supérieures peut être mesurée, après sortie d'autoclave du panneau raidi, à l'aide d'un patin que l'on promène sur les surfaces à contrôler (cette méthode est d'ailleurs montrée dans la vidéo pour la partie fuselage, elle fait intervenir un laser) un logiciel répertorie en temps réel la position dans l'espace des points sur lesquels le patin est passe, et compare ces positions avec la DMU, c'est a dire le model catia de la structure, c'est a dire la géométrie theorique de référence produite par le bureau d'étude.

On place ensuite des cales de l'épaisseurs requise en fonction de la distance entre la surface réelle mesurée sur chaîne d'assemblage et la surface théorique.

Cela permet de garantir une interface longeron/panneau-extrados la plus proche possible du théorique, et de garantir par la même occasion une interchangeabilité des panneaux de voilure, c'est à dire la possibilité pour un utilisateur de Typhoon de démonter un panneau de voilure d'un avion de la flotte pour le monter sur autre avion sans avoir recours à des ajustements.

Une alternative à l'utilisation de cales métalliques consiste à rajouter volontairement un excès de plis de carbone sur la semelle du longeron (des plis sacrificiels) pour les usiner ensuite le moment venu pour rattraper le profil théorique. On peut aussi utiliser des patchs de fibres de verre collés s'il y a aussi besoin de prévenir toute corrosion galvanique dans le cas d'une interface avec un alliage.

Modifié le 6 janvier 2014 par LittleJohn