FR 3088700 A1 20200522 FR 1871609 A 20181120 Description Titre de l'invention : Matériau composite pour la protection thermique d'une pièce structurale Domaine technique [0001] L'invention appartient au domaine des structures composites, et en particulier au domaine des matériaux composites destinés à la protection thermique. [0002] L'invention trouve une application particulière dans l'industrie aérospatiale, et peut en particulier être utilisée pour assurer une protection thermique extérieure d'un réservoir et ou de la coiffe d'un lanceur. Technique antérieure [0003] Les protections thermiques externes actuellement utilisées sur les étages supérieurs des lanceurs sont des matériaux composites composés pincipalement de résine phénolique et d'un renfort particulaire de type liège. [0004] De telles protections, bien que performantes en termes de propriétés thermiques et de masse, présentent un certain nombre d'inconvénients. [0005] En effet, ce matériau est fabriqué sous forme de panneaux mis en forme avant d'être collés sur les pièces composites structurales formant paroi de la partie du lanceur à protéger. L'intégration de ces panneaux nécessite du temps et de nombreux contrôles. Un tel procédé de mise en oeuvre s'avère coûteux. [0006] Par ailleurs, la résine phénolique utilisée présente un degré de toxicité élevé, classé CMR de catégorie 2 selon le règlement CLP. [0007] Ce type de protection thermique est donc coûteux et présente des risques sanitaires et environnementaux, il est donc incompatible avec le contexte économique et environnemental actuel. Exposé de l'invention [0008] L'invention vise à remédier aux inconvénients de l'art antérieur, notamment en proposant un matériau composite isolant permettant de diminuer les coûts de mise en oeuvre tout en proposant un matériau de moindre toxicité que ceux utilisés actuellement. [0009] L'invention concerne un matériau composite pour la protection thermique d'une pièce structurale. Selon l'invention, le matériau composite comporte un renfort fibreux comportant des fibres, et une matrice de type résine époxy à laquelle sont incorporées des charges creuses avec un taux dc charges compris entre 1% et 10%. [0010] Dans une forme de réalisation, les fibres du renfort fibreux du matériau composite sont de type aramide. [0011] Dans une forme de réalisation, les fibres du renfort fibreux du matériau composite 2 sont de type lin ou toute autre fibre végétale. [0012] Dans une forme de réalisation, les charges creuses sont des charges thermoplastiques et un taux de charges introduites dans la résine est compris entre 1% et 3% en masse. [0013] Dans une forme de réalisation, les charges creuses sont des charges creuses minérales ou des billes de verre et un taux de charges introduites dans la résine est compris entre 6% et 10% en masse. [0014] Dans une forme de réalisation, un taux d'imprégnation des fibres est compris entre 40% et 60%. [0015] Dans une forme de réalisation, la pièce structurale forme une paroi d'un réservoir de lanceur. [0016] Dans une forme de réalisation la pièce structurale forme une paroi d'une coiffe de lanceur. [0017] Dans une forme de réalisation la pièce structurale forme une paroi d'une jupe inter étage de lanceur. [0018] Dans une forme de réalisation, la pièce structurale forme une paroi de capots de protection d'équipements de lanceur. [0019] Dans une forme de réalisation, la pièce structurale forme une paroi de capots de protection d'équipements avioniques et/ou électriques de lanceur. [0020] Dans une forme de réalisation, la pièce structurale est métallique. [0021] Dans une forme de réalisation, la pièce structurale est composée d'un matériau composite comportant un renfort fibreux et une matrice de type résine époxy. [0022] Dans une forme de réalisation, des fibres du renfort fibreux de la pièce structurale composite sont en carbone. [0023] L'invention concerne également un lanceur comportant au moins un compartiment dont une paroi est protégée thermiquement par un matériau composite selon l'invention. Brève description des dessins [0024] [Fig. 1] représente une portion de fibre imprégnée du matériau composite selon l' invention. [0025] [Fig. 2] représente une vue en section du matériau composite selon l'invention. [0026] [Fig. 3] représente un matériau composite selon l'invention mis en place autour d'une paroi composite cylindrique de révolution à renfort en fibres de carbone et matrice en résine époxy. [0027] [Fig. 4] représente une mise en oeuvre par bobinage, par voie humide, du matériau composite selon l'invention autour d'une paroi d'un compartiment cylindiique de révolution. Description détaillée 3 [0028] En référence aux figures 1 à 3, le matériau composite 1 selon l'invention se compose d'un renfort fibreux imprégné d'une matrice de type résine époxy 11 à laquelle sont incorporées des charges creuses 12, ou microsphères. Le matériau composite est formé d'un ensemble de fibres imprégnées la polymérisées. Le matériau composite selon l'invention est utilisé pour la protection thermique d'une pièce structurale 2. La pièce structurale 2 peut par exemple être une pièce structurale métallique ou une pièce structurale composite. Le matériau composite 1 selon l'invention trouve toutefois une application particulièrement avantageuse dans le cas d'une pièce structurale 2 composite composée d'un renfort fibreux, par exemple de type carbone, et imprégné d'une matrice de type résine époxy. Pour cette raison, il sera considéré dans la suite de la description que la pièce structurale 2 est une telle pièce composite, mais l'homme du métier comprendra que l'invention n'est pas limitée à cette seule application, et que l'invention peut être mise en oeuvre sur d'autres types de pièces structurales. [0029] En référence à la figure 3, la pièce structurale 2 a une forme cylindrique de ré- volution, mais le matériau composite 1 selon l'invention peut être mis en oeuvre sur des formes plus complexes éventuellement non cylindriques. Par la suite, l'expression « matériau composite » désigne la protection thermique et l'expression «pièce structurale » désigne la pièce structurale composant une paroi protégée par le matériau composite de protection thermique. [0030] Des fibres 10 composant le renfort fibreux du matériau composite 1 peuvent être en aramide ou en lin. Ces types de fibres ont l'avantage d'avoir un allongement à rupture supérieur à 1.8%, valeur de l'allongement à rupture des fibres de carbone. Cette propriété structurale permet une application du matériau composite 1 selon l'invention à un réservoir dont une paroi est en composite à fibres de carbone, en permettant audit matériau composite 1 de suivre la déformation de la paroi composite lors de la mise sous pression dudit réservoir. [0031] Un autre avantage de ces fibres est leur faible coût. Un avantage de la fibre de lin est également d'être biosourcée. [0032] Dans le cas où la pièce structurale 2 composite est polymérisée avant mise en place du matériau composite 1 protecteur autour de ladite pièce structurale, il est avantageusement retenu pour le matériau composite 1 une résine époxy 11 et un durcisseur formant un système polymérisant à température ambiante, c'est-à-dire une température comprise entre 15°C et 40°C environ. Un intérêt de la polymérisation à température ambiante est de gagner du temps lors de la fabrication du matériau composite selon l'invention. [0033] Classiquement, la cuisson peut éventuellement être suivie d'une post-cuisson, à une température comprise entre 40° et 60°C environ, afin d'optimiser les propriétés mécaniques de la résine époxy. [0034] A titre d'exemple, le système polymérisant peut être composé de la résine SR8500 et du durcisseur SD8601 fabriqués par la société SICOMIN. [0035] Dans le cas où la pièce structurale 2 composite n'est pas polymérisée avant mise en place du matériau composite protecteur, le matériau composite 1 et la pièce structurale 2 peuvent avantageusement être cuits en même temps au cours d'une cocuisson, ou cuisson simultanée. Bien entendu, le matériau composite 1 et la pièce structurale 2 composite peuvent également, après la cuisson, subir un cycle de post-cuisson commun. [0036] L'utilisation d'une résine de même nature pour le matériau 1 et la paroi 2 composites, en l'occurrence une résine époxy, permet d'obtenir une bonne interface entre ces deux éléments composites, c'est-à-dire que ces éléments forment un ensemble globalement homogène une fois que chacun desdits éléments ont été polymérisés. Ceci est d'autant plus vrai dans le cas d'une co-cuisson de ces éléments. [0037] Les charges creuses 12 peuvent être des charges creuses thermoplastiques, des charges creuses minérales, ou encore des billes de verre creuses. [0038] L'intégration de ces charges creuses 12 dans la résine époxy 11 permet de diminuer la densité de la résine et d'augmenter les performances thermiques du matériau composite I. A titre illustratif, la présence de charges creuses thermoplastiques permet de diminuer de 50% la conductivité thermique d'un matériau composite non chargé, et de 10% sa diffusivité thermique. [0039] L'introduction des charges creuses 12 clans la résine époxy 11 peut être réalisée par exemple par agitation au moyen d'un agitateur à pale ou un mélangeur planétaire. L'introduction des charges peut également se faire directement dans le matelas fibreux par poudrage et ionisation d'air sous plasma atmosphérique associé à l'application d'un courant alternatif [0040] La mise en oeuvre du matériau composite 1 sur la paroi composite est réalisée de manière automatisée directement sur la structure par bobinage ou placement de fibres automatisé. [0041] Dans le cas d'une mise en oeuvre par bobinage, ou enroulement filamentaire, une viscosité dynamique de la résine époxy 11 chargée est inférieure à 2000 mPa.s à température d'imprégnation comprise entre 20°C et 60°C afin de pouvoir réaliser une imprégnation à cette température de la résine époxy 11 par le renfort fibreux. Pour obtenir une telle viscosité, un taux de charges correspondant à une masse de charges creuses introduites dans une masse donnée de résine époxy, est sensiblement de : 1% à1.5% pour des charges thermoplastiques ; 7% pour des charges creuses minérales ou pour des billes de verre creuses. [0042] De tels taux de charges permettent d'obtenir une viscosité dynamique de la résine époxy chargée comprise entre 1000 mPa.s et 2000 mPa.s à température d'imprégnation comprise entre 20°C et 60°C et une densité de matériau composite 1 inférieure à 1, par exemple comprise entre 0.75 et 0.85 environ. [0043] Afin de réduire le temps nécessaire à la fabrication et mise en oeuvre du matériau composite, le bobinage est préférentiellement réalisé par voie humide plutôt que par voie sèche, c'est-à-dire que les fibres 10 sont imprégnées en môme temps que le matériau composite est fabriqué et mis en oeuvre sur la paroi composite. En référence à la figure 4, les fibres 10 sont immergées dans un bac d'imprégnation 30 contenant de la résine époxy 11 chargée et des poulies 31 mettant les fibres en mouvement. Des rouleaux de calandrage 32 en sortie de bac d'imprégnation permettent d'ajuster un taux d'imprégnation, lequel est défini pour une longueur donnée de fibre imprégnée de résine par un rapport entre une masse de résine et une masse totale de la fibre imprégnée la sur la longueur considérée. [0044] Préférentiellement, le taux d'imprégnation est élevé, compris entre 40% et 60%, afin de diminuer la densité du matériau composite fabriqué. Un taux d'imprégnation de 50% signifie qu'une masse de résine chargée est égale à une masse de renfort fibreux sur une longueur donnée de fibre imprégnée la. Un tel taux d'imprégnation de 50% permet d'obtenir une densité de matériau composite de 0.85 pour un taux de charges thermoplastiques de 1.5%. [0045] Dans le cas d'une mise en oeuvre par placement de fibres automatisé (AFP pour « Automated Fiber Placement » en terminologie anglo-saxonne), des rubans de fibres imprégnées de résine chargée sont mis en place sur la pièce structurale au moyen d'un équipement ayant une tête de placement de fibres équipée de couteaux, d'un galet de réacherninement et une filière permettant le positionnement précis des fibres imprégnées la sur la pièce structurale, et d'un galet presseur permettant de compacter lesdites fibres sur la pièce structurale. Le maintien des fibres imprégnées la sur la pièce structurale est réalisé grâce à la pégosité de la résine et éventuellement par apport de chaleur. [0046] Les rubans ont une largeur calibrée, par exemple de 6.35 millimètres et il est possible de mettre en place plusieurs rubans simultanément, généralement de deux à trente-deux rubans. [0047] 11 convient de noter que les fibres imprégnées telles qu'elles sont réalisées pour un bobinage ne sont généralement pas adaptées à une mise en oeuvre par placement de fibres, en particulier parce que leur largeur n'est pas calibrée et parce qu'une pégosité de la fibre imprégnée la est trop importante dans le cas du bobinage pour permettre son acheminement au moyen de l'équipement classiquement utilisé pour le placement de fibres automatisé. [0048] Selon l'invention, pour la mise en oeuvre par placement de fibres automatisé, la viscosité dynamique de la résine époxy est comprise entre 8000 mPa.s et 10000 mPa.s 6 environ à la température d'imprégnation comprise entre 60°C et 100°C. La pégosité, ou tack, de la fibre imprégnée est faible à une température comprise entre 10°C et 15°C afin que la résine ne colle pas à la gaine d'acheminement de l'outillage du placement de fibres, et plus importante en sortie de tête de placement de fibres, à 20°C environ, pour le drapagc. [0049] Pour obtenir de telles caractéristiques rhéologiques, le taux de charges est compris entre 1% et 10%, par exemple entre 1.5% et 2% environ, voire entre 1.5% et 3% environ dans le cas d'une introduction des charges dans la résine époxy 11 par poudrage et ionisation d'air sous plasma atmosphérique et application d'un courant alternatif. [0050] De tels taux de charge permettent d'obtenir une densité du matériau composite in- férieure à 1, dc l'ordre de 0.7, pour un taux d'imprégnation d'environ 50%. [0051] TI convient de noter que le matériau composite selon l'invention présentant les carac- téristiques présentées ci-dessus pour une mise en oeuvre au placement de fibres automatisé peut aussi être mise en oeuvre par bobinage, tandis que l'inverse n'est en général pas possible. [0052] Dans le cas d'une mise en oeuvre par placement de fibres automatisé, il est préféren- tiellement utilisé des fibres en lin, dans la mesure où ces fibres sont plus faciles à couper que les fibres de type aramide. [0053] Une fois les fibres imprégnées mises en oeuvre sur la pièce structurale 2 à protéger thermiquement, la polymérisation par cuisson du matériau composite est réalisée. [0054] L'invention telle que présentée ci-dessus est ainsi une solution alternative moins coûteuse que les solutions actuellement existantes ; par ailleurs elles présentent des risques sanitaires moindres de par l'utilisation d'une résine époxy dans les deux cas de mise en oeuvre, et d'une imprégnation sans solvant permise par la rhéologie de la résine dans le cadre d'une mise en oeuvre par placement de fibres automatisé. 7 [Revendication 1] [Revendication 2] [Revendication 3] [Revendication 4] [Revendication 5] [Revendication 6] [Revendication 7] [Revendication 8] [Revendication 9] [Revendication 10] [Revendication 11]