FR 2984795 A1 20130628 FR 1162268 A 20111222 PIECE EN MATERIAU COMPOSITE INCLUANT UNE ENVELOPPE FAVORISANT LA DETECTABILITE D'UN IMPACT La présente invention est relative à une pièce en matériau composite incluant une enveloppe destinée à favoriser la détection d'un impact. Pour différentes raisons et dans différents types d'assemblage ou de structure, des pièces en matériau composite sont susceptibles de subir des chocs ou des 5 impacts mécaniques. Ces chocs ou ces impacts doivent être détectables afin de pouvoir identifier une pièce endommagée. A titre d'exemple, un aéronef comprend des pièces structurales susceptibles d'être heurtées par un outil lors d'une opération de montage ou de maintenance, 10 ou lors de l'exploitation de l'aéronef. Actuellement, les pièces structurales en matériau composite tendent à remplacer les pièces structurales métalliques dans un aéronef. Or, il est connu que les pièces fabriquées en matériau composite présentent une certaine fragilité aux chocs et aux impacts mécaniques, ces interactions 15 violentes pouvant affecter à coeur l'intégrité du matériau composite. On sait par exemple qu'une pièce en matériau composite ayant subi un impact mécanique transversal présente de moins bonnes caractéristiques mécaniques résiduelles, notamment en résistance à la compression. De plus, après certains chocs, la surface externe de la pièce peut sembler 20 visuellement intacte alors que les couches internes du matériau composite et/ou l'interface entre les fibres et la résine sont sérieusement endommagées. Aussi, lors de la conception d'une pièce structurale en matériau composite d'un aéronef, la validation d'un premier critère de dimensionnement exigé dans le cahier des charges des constructeurs d'aéronefs nécessite l'évaluation, notamment par une sollicitation en compression, des propriétés mécaniques de la pièce structurale en matériau composite après qu'elle ait préalablement subi un impact mécanique d'une énergie suffisante pour avoir généré un défaut externe détectable « à la limite du visible », ou BVID : Barely Visible Impact damage. De plus, la façon d'obtenir un défaut détectable « à la limite du visible », la manière de déterminer par étalonnage préalable sur chaque type de pièce structurale l'énergie minimale d'impact nécessaire pour générer un défaut détectable « à la limite du visible », ainsi que les critères de visibilité d'un défaut détectable « à la limite du visible » sont également spécifiés par les constructeurs d'aéronefs. Ce critère de détectabilité est destiné à faciliter l'identification d'une pièce 15 structurale endommagée et permet de décréter le remplacement de la pièce structurale dès que celle-ci présente en surface un défaut détectable « à la limite du visible ». Cependant, ce critère de détectabilité s'oppose aussi à la conception et à la fabrication des pièces structurales d'aéronef en matériau composite. 20 En effet, il est connu qu'un matériau composite soumis à un impact, même faible ou modéré, peut déjà présenter d'importants dégâts à coeur, tels un délaminage ou une rupture des fibres, avant même que des défauts externes soient visibles et détectables en surface. Cela conduit ainsi à élever l'énergie de l'impact mécanique utilisé pour valider à la fois ce deuxième critère de détectabilité et le 25 premier critère de dimensionnement. Au final, pour satisfaire ces deux critères de dimensionnement et de détectabilité, les fabricants visant à produire des pièces structurales d'aéronef en matériau composite sont amenés à surdimensionner les pièces et à optimiser longuement leur conception. Pour donner un ordre d'idées, le surplus de matière composite peut atteindre 30 à 40 % de la masse totale de la pièce. Evidemment, ce surdimensionnement va à l'encontre des objectifs des constructeurs aéronautiques qui cherchent à diminuer la masse de chaque pièce ou composant d'un aéronef. En outre, l'optimisation et la complexification de la conception des pièces contribuent, comme le surdimensionnement, à augmenter les coûts de fabrication. La présente invention vise à pallier les inconvénients de l'art antérieur. A cet effet, l'invention a pour objet un procédé de fabrication d'une pièce en matériau composite comprenant un corps en matériau composite à protéger contre un impact mécanique et incluant une enveloppe extérieure, le procédé étant caractérisé en ce que l'enveloppe extérieure est réalisée de manière à laisser apparaître un défaut visuellement détectable lorsqu'elle subit un impact mécanique réduit, l'impact mécanique réduit étant défini par une énergie inférieure à l'énergie d'un impact mécanique initial, et l'impact mécanique initial étant défini par l'énergie nécessaire à l'apparition d'un défaut visuellement détectable sur le corps nu et sans enveloppe. La présente invention couvre aussi une pièce comprenant un corps en matériau composite à protéger contre un impact mécanique et incluant une enveloppe extérieure réalisée selon ce procédé de fabrication. Avantageusement, l'enveloppe extérieure est intégrée à la pièce en matériau composite lors de sa fabrication, ce qui autorise une conception d'ensemble et une réduction des coûts de fabrication. De plus, l'enveloppe extérieure assurant la fonction de détectabi lité d'un choc ou d'un impact mécanique, le corps de la pièce en matériau composite peut être conçu uniquement en fonction des critères de dimensionnement découlant de sa fonction structurale et de son application. D'autres caractéristiques et avantages ressortiront de la description qui va suivre de l'invention, description donnée à titre d'exemple uniquement, en regard 5 des dessins annexés sur lesquels - la figure 1 est une section transversale d'une pièce en matériau composite incluant une enveloppe extérieure réalisée selon le procédé de fabrication de l'invention, - la figure 2 est une vue en perspective en arraché des différentes couches 10 d'une pièce en matériau composite incluant une enveloppe extérieure réalisée selon le procédé de fabrication de l'invention. La présente invention est relative à la détection des impacts, ou chocs, mécaniques sur une pièce en matériau composite. L'invention s'intéresse plus particulièrement à la détection d'impacts mécaniques 15 de type collision, percussion, ou chute. Dans une application visée par la présente invention, des pièces structurales, ou non, en matériau composite d'un aéronef, telles des poutres, des bielles, des traverses, des lisses, des cadres, etc., sont susceptibles de subir des impacts mécaniques, ces impacts pouvant provenir de l'utilisation d'un outil lors d'une 20 opération de maintenance, d'une collision lors du montage ou lors de l'exploitation de l'aéronef, ou d'une chute lors d'une opération de manutention. Bien entendu, la présente invention peut aussi trouver des applications dans d'autres domaines : ferroviaire, automobile, naval, du cycle, etc. Comme illustré par les figures 1 et 2, une pièce 10 en matériau composite 25 réalisée selon l'invention comprend un corps 18 en matériau composite à protéger contre un impact mécanique et inclut une enveloppe extérieure 12. Selon l'invention, cette enveloppe extérieure 12 est réalisée de manière à laisser apparaître un défaut visuellement détectable lorsqu'elle subit un impact mécanique réduit IMR, l'impact mécanique réduit IMR étant défini par une énergie inférieure à l'énergie d'un impact mécanique initial IMI, et l'impact mécanique initial IMI étant défini par l'énergie nécessaire à l'apparition d'un défaut visuellement détectable sur le corps 18 nu et sans enveloppe 12. De préférence, l'enveloppe extérieure 12 est réalisée de manière à laisser apparaître un défaut visuellement détectable lorsqu'elle subit un impact mécanique réduit IMR d'énergie inférieure de 25% à 80% à l'énergie de l'impact mécanique initial IMI. Par défaut visuellement détectable, l'invention entend un défaut de dimensions 10 suffisamment importantes pour conduire à une forte probabilité de détection, par exemple estimée à 95%, lors d'une inspection visuelle de la pièce 10. Selon l'invention, un défaut visuellement détectable est défini par une hétérogénéité de la surface extérieure ou par un défaut d'aspect, tel l'apparition d'une fissure ou d'un réseau de fissures, longitudinales ou encore étoilées, visible 15 par licei I humain à une distance de 30 centimètres, au besoin en lumière rasante. Une autre forme de défaut d'aspect est l'apparition d'une indentation, en forme de cratère, ou encore d'un éclat de surface, dont la profondeur peut-être de quelques dixièmes de millimètres. bans une application aéronautique et pour des pièces en matériau composite, un 20 défaut visuellement détectable, ou BVID : Barely Visible Impact Damage, prend par exemple la forme d'une indentation d'une profondeur de 0,3 millimètre et/ou de fissures de 10 à 20 millimètres observables à 30 centimètres de distance. Ainsi, les caractéristiques d'un défaut visuellement détectable sont définies par les constructeurs d'aéronef, et de manière plus générale dans un cahier des 25 charges relatif à chaque pièce 10 en matériau composite. Partant de ces caractéristiques d'un défaut visuellement détectable, pour chaque pièce 10 en matériau composite, la mise en oeuvre d'essais sur le corps 18 nu et sans enveloppe 12 de la pièce 10 permet de connaître l'impact mécanique initial IMI, et la mise en oeuvre d'essais sur la pièce 10 avec son enveloppe extérieure 12 permet de connaître l'impact mécanique réduit IMR. Avantageusement, dans le cas de la validation du premier critère de dimensionnement exigé dans le cahier des charges des constructeurs d'aéronefs, et grâce à l'enveloppe extérieure 12, l'évaluation des propriétés mécaniques de la pièce structurale 10 en matériau composite peut être effectuée après qu'elle ait subi seulement l'impact mécanique réduit IMR d'énergie inférieure à l'impact mécanique initial IMI. Par conséquent, l'enveloppe extérieure 12 permet de ne plus surdimensionner la 10 pièce 10 en matériau composite. Idéalement, grâce à cette enveloppe extérieure 12, le corps 18 peut être dimensionné seulement en fonction des efforts mécaniques à reprendre par la pièce 10, notamment des efforts structuraux dans le cas d'une pièce structurale d'aéronef. 15 Selon l'invention, l'enveloppe extérieure 12 et le corps 18 de la pièce 10 en matériau composite sont réalisés simultanément dans un unique dispositif de fabrication et lors d'un unique cycle continu de fabrication dudit dispositif. En prévoyant que la pièce 10 et son enveloppe extérieure 12 soient issues d'un même produit fabriqué en continu, tel un profilé, l'invention permet de réduire le 20 coût de fabrication de l'ensemble. En conséquence de ce mode de réalisation, la pièce 10 en matériau composite comprend un corps 18 longitudinal avec un profil P s'étendant le long d'un axe longitudinal L. Ce corps 18 peut être plein ou creux, et le profil P peut suivre un contour ouvert 25 ou fermé et prendre différentes formes, ces caractéristiques étant choisies en fonction de l'application visée et de la fonction structurale de la pièce 10. bans un mode de réalisation préféré de l'invention, le corps 18 en matériau composite est fabriqué par pultrusion, et l'enveloppe extérieure 12 est intégrée à la pièce 10 en matériau composite dans une unique pultrudeuse et lors d'un unique cycle de pultrusion. De préférence, la pièce 10 est issue d'un unique profilé pultrudé comprenant le corps 18 et intégrant l'enveloppe extérieure 12. Toutefois, plusieurs profilés, notamment pultrudés, peuvent être utilisés pour la réalisation du corps 18, l'enveloppe extérieure 12 étant alors intégrée au profilé pultrudé regroupant les différents profilés utilisés pour former le corps 18. De façon générale dans la présente invention, l'utilisation de la pultrusion permet de réduire les coûts de fabrication, notamment dans le cas de pièces 10 à produire en série. Avantageusement, pour obtenir un produit fini après intégration de l'enveloppe extérieure 12, l'enveloppe extérieure 12 est intégrée au profilé pultrudé final formant la pièce 10. Selon l'invention, l'enveloppe extérieure 12 est réalisée de manière à laisser 15 apparaître un défaut visuellement détectable lorsqu'elle subit impact mécanique réduit IMR. A cet effet, l'enveloppe extérieure 12 est réalisée en au moins deux couches externe 14 et interne 16. La couche externe 14 est réalisée de manière à résister à des impacts 20 mécaniques d'énergie inférieure à l'énergie de l'impact mécanique réduit IMR et de manière à être endommagée par un impact mécanique d'énergie supérieure ou égale à l'énergie de l'impact mécanique réduit IMR. Cette couche externe 14 est donc conçue pour résister jusqu'à un impact mécanique d'énergie équivalente à celle de l'impact mécanique réduit IMR. 25 Et, la couche externe 14 est conçue pour rompre sous l'impact mécanique réduit IMR d'énergie inférieure à celle de l'impact mécanique initial IMI qui marquerait le corps 18 de la pièce 10. Mécaniquement, la couche externe 14 présente un comportement cassant et fragile, avec peu ou pas de déformation plastique avant rupture. Ainsi, la couche externe 14 est réalisée de façon qu'une rupture de son matériau se produise sous un impact mécanique d'énergie supérieure ou égale à l'énergie de l'impact mécanique réduit IMR, la rupture du matériau laissant alors apparaître des défauts visuellement détectables tels des fissures ou des cavités. A l'inverse, la couche interne 16 est réalisée de manière à pouvoir se déformer pour autoriser l'effondrement de la couche externe 14 après rupture de la couche externe 14 sous un impact mécanique d'énergie supérieure ou égale à l'énergie de l'impact mécanique réduit IMR. Et, la couche interne 16 est réalisée de manière à pouvoir se déformer pour absorber, au moins partiellement, l'énergie d'un impact mécanique ayant endommagé la couche externe 14. Cette capacité de déformation de la couche interne 16 permet donc de protéger le corps 18 de la pièce 10 une fois la couche externe 14 rompue. Et, tant que la couche externe 14 n'est pas rompue, la couche interne 16 joue un rôle d'amortisseur et permet d'améliorer la résistance mécanique de la couche externe 14 à des impacts mécaniques d'énergie inférieure à l'énergie de l'impact mécanique réduit IMR. Selon l'invention, le corps 18 en matériau composite est réalisé à partir de premières fibres X choisies pour les propriétés mécaniques qu'elles confèrent et en fonction de l'application visée et de la fonction structurale de la pièce 10. Le corps 18 en matériau composite est de préférence réalisé à partir de fibres de carbone, l'association de la pultrusion et de ces fibres de carbone permettant l'obtention à moindre coût de profilés présentant d'excellentes propriétés mécaniques. Ensuite, la couche externe 14 est aussi réalisée dans un matériau composite, et de préférence fabriquée par pultrusion. 2 984 795 9 bans une première variante préférée, la couche externe 14 est réalisée à partir de deuxièmes fibres Y identiques aux premières fibres X du corps 18, l'identité des fibres facilitant la mise au point et la mise en oeuvre du procédé de fabrication de l'ensemble car des fibres identiques présentent les mêmes 5 caractéristiques de retrait et de dilatation. bans cette première variante, la couche externe 14 est donc de préférence réalisée à partir de fibres de carbone. bans une deuxième variante, la couche externe 14 est réalisée à partir de deuxièmes fibres Y différentes des premières fibres X. 10 Les deuxièmes fibres Y sont notamment choisies en fonction de la résistance souhaitée de la couche externe aux impacts mécaniques et de leur capacité à former une couche externe 14 susceptible d'être endommagée par un impact mécanique. Par exemple, ces deuxièmes fibres Y peuvent être des fibres d'aramide, connues 15 pour leur légèreté et pour leurs bonnes propriétés mécaniques, des fibres à haut module, des fibres fines, ou prendre la forme d'un mat de fibres fragiles et cassantes. Ces deuxièmes fibres Y peuvent aussi être choisies en fonction des conditions extérieures auxquelles doit résister la couche externe 14: feu, attaques 20 chimiques, etc. Enfin dans l'une ou l'autre de ces variantes, les deuxièmes fibres Y du matériau composite de la couche externe 14 peuvent être agencées de façon similaire ou non aux fibres X. Selon l'invention, un agencement différent peut être obtenu en orientant les 25 deuxièmes fibres Y de façon différente par rapport à l'axe longitudinal L de la pièce 10 en matériau composite, ou en croisant ces deuxièmes fibres Y de façon différente. Ensuite, dans un premier mode de réalisation de l'invention illustré en figure 1, la couche interne 16 prend la forme d'un insert 20 intégré dans l'enveloppe extérieure 12 lors de sa fabrication. Par exemple, dans le cas d'un corps 18 et d'une couche externe 14 fabriqués par pultrusion, l'insert 20 est découpé à la longueur souhaitée puis inséré dans la pultrudeuse lors de la mise en forme des fibres (X,Y) formant le corps 18 et la couche externe 14 et avant polymérisation de la résine entourant lesdites fibres (X,Y)- Ainsi, après polymérisation de la résine, l'insert 20 se retrouve pris entre le corps 18 et la couche externe 14 solidifiés. L'insert 20 peut être plein ou comprendre des évidements. be préférence, l'insert 20 est réalisé dans un matériau déformable de façon à permettre l'effondrement de la couche externe 14 et à pouvoir absorber au moins partiellement l'énergie d'un impact mécanique ayant endommagé la couche 15 externe 14. bans une première variante préférée, l'insert 20 prend la forme d'une feuille de mousse 22, notamment à cellules fermées pour éviter les ponts de résine. bans une deuxième variante, l'insert 20 prend la forme d'une feuille en matériau thermoplastique préalablement fabriquée puis intégrée à l'enveloppe extérieure 20 12 lors de sa fabrication. bans une troisième variante, l'insert 20 prend la forme d'une feuille en matériau thermoplastique venant de fabrication avec l'enveloppe extérieure 12. La feuille en matériau thermoplastique peut ainsi être fabriquée en continu par un procédé mis en ligne, notamment intégré à une pultrudeuse. 25 bans un deuxième mode de réalisation illustré en figure 2, la couche interne 16 est réalisée dans un matériau composite, et de préférence fabriquée par pultrusion. 2984 795 11 bans une première variante, la couche interne 16 est réalisée dans un matériau composite à partir de troisièmes fibres Z identiques aux premières fibres X du corps 18 et/ou aux deuxièmes fibres Y de la couche externe 14, l'identité des fibres facilitant la mise au point et la mise en oeuvre du procédé de fabrication 5 de l'ensemble car des fibres identiques présentent les mêmes caractéristiques de retrait et de dilatation. bans cette première variante, la couche interne 16 peut donc être réalisée à partir de fibres de carbone. bans une deuxième variante, la couche interne 16 est réalisée dans un matériau 10 composite à partir de troisièmes fibres Z différentes des premières fibres X et des deuxièmes fibres Y. Les troisièmes fibres Z sont notamment choisies en fonction de leur capacité à former une couche interne 16 susceptible de se déformer sous la couche externe 14 et d'absorber au moins partiellement l'énergie d'un impact mécanique ayant 15 endommagé la couche externe 14. bans cette deuxième variante, la couche interne 16 est donc de préférence réalisée à partir d'autres fibres que des fibres de carbone. Enfin dans l'une ou l'autre de ces variantes, les troisièmes fibres Z du matériau composite de la couche interne 16 peuvent être agencées de façon similaire, ou 20 non, aux premières fibres X du corps 18 et/ou aux deuxièmes fibres Y de la couche externe 14. Toutefois, dans le cas de la première variante où les troisièmes fibres Z sont identiques aux premières fibres X et aux deuxièmes fibres Y, les troisièmes fibres Z seront de préférence agencées de façon différente pour obtenir un 25 comportement différent du matériau de la couche interne 16, notamment en déformation et en absorption d'impact. Selon l'invention, un agencement différent peut être obtenu en orientant les troisièmes fibres Z de façon différente par rapport à l'axe longitudinal L de la pièce 10 en matériau composite, ou en croisant ces troisièmes fibres Z de façon différente. bans l'une ou l'autre de ces variantes, et afin d'être plus déformable, le matériau composite de la couche interne 16 peut présenter une densité plus faible de 5 fibres Z que le matériau composite du corps 18 et/ou le matériau composite de la couche externe 14. Autrement dit, le matériau composite de la couche interne 16 est plus chargé en résine que le matériau composite du corps 18 et/ou le matériau composite de la couche externe 14. 10 Toujours dans l'une ou l'autre de ces variantes, et aussi afin d'être plus déformable, le matériau composite de la couche interne 16 peut présenter une densité plus faible de fibres Z multidirectionnelles que le matériau composite du corps 18 et/ou le matériau composite de la couche externe 14. Encore dans l'une ou l'autre de ces variantes, la couche interne 16 peut être 15 réalisée dans un matériau composite à base d'une résine différente, notamment de nature différente et/ou de caractéristiques différentes, de la résine utilisée pour la fabrication du matériau composite du corps 18 et/ou du matériau composite de la couche externe 14. Enfin, la présente invention couvre aussi une pièce 10 en matériau composite, 20 notamment une pièce structurale d'un aéronef, comprenant un corps 18 à protéger contre un impact mécanique et incluant une enveloppe extérieure 12 réalisée selon le procédé de fabrication qui vient d'être décrit. Le corps 18 peut être recouvert partiellement ou totalement par l'enveloppe extérieure 12. 25 Notamment, comme illustré sur les figures, la pièce 10 peut comprendre un corps 18 cylindrique comprenant une surface extérieure 24 cylindrique entièrement recouverte par l'enveloppe extérieure 12. REVENDICATIONS1. Procédé de fabrication d'une pièce (10) en matériau composite comprenant un corps (18) en matériau composite à protéger contre un impact mécanique et incluant une enveloppe extérieure (12), caractérisé en ce que l'enveloppe extérieure (12) est réalisée de manière à laisser apparaître un défaut visuellement détectable lorsqu'elle subit un impact mécanique réduit (IMR), l'impact mécanique réduit (IMR) étant défini par une énergie inférieure à l'énergie d'un impact mécanique initial (IMI), et l'impact mécanique initial (IMI) étant défini par l'énergie nécessaire à l'apparition d'un défaut visuellement détectable sur le corps (18) nu et sans enveloppe (12). 2. Procédé de fabrication d'une pièce (10) en matériau composite selon Ici revendication 1, caractérisé en ce que l'enveloppe extérieure (12) est réalisée de manière à laisser apparaître un défaut visuellement détectable lorsqu'elle subit un impact mécanique réduit (IMR) d'énergie inférieure de 25% à 80% à 1-,énergie de l'impact mécanique initial (IMI). 3. Procédé de fabrication d'une pièce (10) en matériau composite selon la revendication 1 ou 2, caractérisé en ce que l'enveloppe extérieure (12) est réalisée en au moins deux couches : une couche externe (14) réalisée de manière à résister à des impacts mécaniques d'énergie inférieure à l'énergie de l'impact mécanique réduit (IMR) et de manière à être endommagée par un impact mécanique d'énergie supérieure ou égale à l'énergie de l'impact mécanique réduit (IMR), et une couche interne (16) réalisée de manière à pouvoir se déformer pour autoriser l'effondrement de la couche externe (14) après rupture de la couche externe (14) sous un impact mécanique d'énergie supérieure ou égale à l'énergie de l'impact mécanique réduit (IMR), et pour absorber, au moins partiellement, l'énergie d'un impact mécanique ayant endommagé la couche externe (14). 4. Procédé de fabrication d'une pièce (10) en matériau composite selon la revendication 3, caractérisé en ce que, le corps (18) en matériau composite étant réalisé à partir de premières fibres (X), la couche externe (14) est réalisée dans un matériau composite à partir de deuxièmes fibres (Y) identiques aux premières fibres (X), ou à partir de deuxièmes fibres (Y) différentes des premières fibres (X). 5. Procédé de fabrication d'une pièce (10) en matériau composite selon la revendication 4, caractérisé en ce que la couche interne (16) est réalisée dans un matériau composite à partir de troisièmes fibres (Z), ces troisièmes fibres (Z) étant identiques aux premières fibres (X) et/ou aux deuxièmes fibres (Y), ou ces troisièmes fibres (Z) étant différentes des premières fibres (X) et des deuxièmes fibres (Y). 6. Procédé de fabrication d'une pièce (10) en matériau composite selon la revendication 5, caractérisé en ce que les troisièmes fibres (Z) du matériau composite de la couche interne (16) sont agencées différemment des premières fibres (X) du matériau composite du corps (18), et/ou différemment des deuxièmes fibres (Y) du matériau composite de la couche externe (14). 7. Procédé de fabrication d'une pièce (10) en matériau composite selon la revendication 5 ou 6, caractérisé en ce que le matériau composite de la couche 20 interne (16) présente une densité plus faible de fibres que le matériau composite du corps (18) et/ou le matériau composite de la couche externe (14). 8. Procédé de fabrication d'une pièce (10) en matériau composite selon la revendication 5, 6 ou 7, caractérisé en ce que le matériau composite de la couche interne (16) présente une densité plus faible de fibres 25 multidirectionnelles que le matériau composite du corps (18) et/ou le matériau composite de la couche externe (14). 9. Procédé de fabrication d'une pièce (10) en matériau composite selon la revendication 5, 6, 7 ou 8, caractérisé en ce que la couche interne (16) estréalisée dans un matériau composite à base d'une résine différente de la résine utilisée pour la fabrication du matériau composite du corps (18) et/ou du matériau composite de la couche externe (14). 10. Procédé de fabrication d'une pièce (10) en matériau composite selon 5 la revendication 3 ou 4, caractérisé en ce que la couche interne (16) prend la forme d'un insert (20) réalisé dans un matériau déformable et intégré dans l'enveloppe extérieure (12) lors de sa fabrication. 11. Procédé de fabrication d'une pièce (10) en matériau composite selon la revendication 10, caractérisé en ce que l'insert (20) prend la forme d'une 10 feuille de mousse (22). 12. Procédé de fabrication d'une pièce (10) en matériau composite selon la revendication 10, caractérisé en ce que l'insert (20) prend la forme d'une feuille en matériau thermoplastique préalablement fabriquée puis intégrée à l'enveloppe extérieure (12) lors de sa fabrication, ou d'une feuille en matériau 15 thermoplastique venant de fabrication avec l'enveloppe extérieure (12). 13. Procédé de fabrication d'une pièce en matériau composite selon l'une des revendications 4 à 9, caractérisé en ce que les premières fibres (X), les deuxièmes fibres (Y), et/ou les troisièmes fibres (Z) sont des fibres de carbone. 14. Procédé de fabrication d'une pièce (10) en matériau composite selon 20 l'une des revendications précédentes, caractérisé en ce que l'enveloppe extérieure (12) et le corps (18) en matériau composite sont réalisés simultanément dans un unique dispositif de fabrication et lors d'un unique cycle continu de fabrication dudit dispositif. 15. Procédé de fabrication d'une pièce (10) en matériau composite selon 25 la revendication 14, caractérisé en ce que le corps (18) en matériau composite est fabriqué par pultrusion, et en ce que l'enveloppe extérieure (12) est intégrée à la pièce (10) en matériau composite dans une unique pultrudeuse et lors d'un unique cycle de pultrusion. 16. Pièce (10) en matériau composite comprenant un corps (18) en matériau composite à protéger contre un impact mécanique et incluant une enveloppe extérieure (12) réalisée selon le procédé de l'une des revendications précédentes. 17. Pièce (10) en matériau composite selon la revendication précédente, caractérisée en ce que la pièce (10) comprend un corps (18) recouvert partiellement ou totalement par l'enveloppe extérieure (12). 18. Pièce (10) en matériau composite selon la revendication précédente, caractérisée en ce que la pièce (10) comprend un corps (18) cylindrique 10 comprenant une surface extérieure cylindrique (24) entièrement recouverte par l'enveloppe extérieure (12).