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Dès les années 1950,composites renforcés de fibres de verreont été utilisées dans des composants non porteurs des cellules d'hélicoptères, tels que les carénages et les trappes d'inspection, bien que leur application ait été assez limitée.

L'avancée majeure dans le domaine des matériaux composites pour hélicoptères a eu lieu dans les années 1960 avec la mise au point réussie de pales de rotor en composite renforcé de fibres de verre. Ceci a démontré les avantages exceptionnels des composites – résistance à la fatigue supérieure, transfert de charge multi-trajets, propagation lente des fissures et simplicité du moulage par compression – qui ont été pleinement exploités dans les applications aux pales de rotor. Les faiblesses inhérentes aux composites renforcés de fibres – faible résistance au cisaillement interlaminaire et sensibilité aux facteurs environnementaux – n'ont pas eu d'incidence négative sur la conception ni l'application des pales de rotor.

Alors que les pales métalliques ont généralement une durée de vie maximale de 2 000 heures, les pales composites peuvent atteindre plus de 6 000 heures, voire une durée de vie potentiellement illimitée, et permettent une maintenance conditionnelle. Ceci améliore non seulement la sécurité des hélicoptères, mais réduit également considérablement le coût total du cycle de vie des pales, générant ainsi des avantages économiques substantiels. Le procédé de moulage par compression et de polymérisation des composites, simple et facile à mettre en œuvre, associé à la possibilité d'adapter la résistance et la rigidité (y compris les caractéristiques d'amortissement), permet des améliorations et des optimisations plus efficaces du profil aérodynamique des pales de rotor, ainsi que de l'optimisation de la dynamique structurelle du rotor. Depuis les années 1970, la recherche sur de nouveaux profils aérodynamiques a permis de développer une série de profils de pales d'hélicoptère haute performance. Ces nouveaux profils présentent une transition de conceptions symétriques à des conceptions asymétriques entièrement incurvées, permettant d'atteindre des coefficients de portance maximaux et des nombres de Mach critiques nettement supérieurs, des coefficients de traînée réduits et des variations minimales des coefficients de moment. Des améliorations ont été apportées à la forme des extrémités des pales de rotor : des extrémités rectangulaires aux extrémités en flèche et effilées, en passant par les extrémités paraboliques incurvées vers le bas. Les extrémités BERP fines et profilées ont considérablement amélioré la répartition de la charge aérodynamique, les interférences de vortex, les vibrations et les caractéristiques de bruit, augmentant ainsi l'efficacité du rotor.

De plus, les concepteurs ont mis en œuvre une optimisation intégrée et multidisciplinaire de l'aérodynamique et de la dynamique structurelle des pales de rotor, combinant l'optimisation des matériaux composites à celle de la conception du rotor afin d'améliorer les performances des pales et de réduire les vibrations et le bruit. Par conséquent, à la fin des années 1970, la quasi-totalité des hélicoptères nouvellement développés étaient équipés de pales composites, tandis que la modernisation des anciens modèles à pales métalliques par des pales composites a donné des résultats remarquablement efficaces.

Les principaux facteurs justifiant l'adoption de matériaux composites dans les structures de cellules d'hélicoptères sont les suivants : la complexité des surfaces courbes extérieures des hélicoptères, associée à des contraintes structurelles relativement faibles, les rendant particulièrement adaptées à la fabrication de composites pour améliorer la résistance aux dommages structurels et garantir un fonctionnement sûr et fiable ; la nécessité de réduire le poids des cellules, tant pour les hélicoptères utilitaires qu'attaquants ; et les exigences en matière de structures absorbant les chocs et de furtivité. Pour répondre à ces besoins, l'Institut de recherche en technologies appliquées de l'aviation de l'armée américaine a créé le programme ACAP (Advanced Composite Airframe Program) en 1979. Des années 1980, avec le début des vols d'essai d'hélicoptères tels que le Sikorsky S-75, le Bell D292, le Boeing 360 et le MBB BK-117 européen, dotés de cellules entièrement composites, jusqu'à l'intégration réussie par Bell Helicopter des ailes et du fuselage composites du V-280 en 2016, le développement d'hélicoptères à cellule entièrement composite a connu des progrès considérables. Comparativement aux avions de référence en alliage d'aluminium, les cellules composites offrent des avantages considérables en termes de poids, de coûts de production, de fiabilité et de facilité d'entretien, répondant ainsi aux objectifs du programme ACAP tels que décrits dans le tableau 1-3. Par conséquent, les experts affirment que le remplacement des cellules en aluminium par des structures composites revêt une importance comparable à la transition des années 1940 des cellules en bois et en toile aux structures métalliques.

Naturellement, l'utilisation de matériaux composites dans les structures de cellule est étroitement liée aux spécifications de conception des hélicoptères (indicateurs de performance). Actuellement, les matériaux composites représentent 30 % à 50 % du poids de la structure de cellule des hélicoptères d'attaque moyens et lourds, tandis que les hélicoptères de transport militaires et civils en utilisent des pourcentages plus élevés, atteignant 70 % à 80 %. Les matériaux composites sont principalement employés dans les éléments du fuselage tels que la poutre de queue, la dérive et le stabilisateur horizontal. Ceci répond à deux objectifs : la réduction du poids et la facilité de mise en forme de surfaces complexes comme les dérives carénées. Les structures d'absorption des chocs utilisent également des composites pour gagner du poids. Cependant, pour les hélicoptères légers et petits, dotés de structures plus simples, de charges plus faibles et de parois minces, l'utilisation de composites n'est pas nécessairement rentable.