(fatigue structurelle)
FOCA SAND-2016-002
La problématique des aéronefs vieillissants reste encore trop méconnue des pilotes et des organismes de maintenance. En raison de la chute de la production d’avions dans les années 80, les aéronefs restent en service plus longtemps, bien plus longtemps en tout cas que ne l’imaginaient leurs concepteurs. Résultat : l’âge moyen de la flotte d’aéronefs augmente d’année en année et atteindra bientôt 40 ans pour la flotte des appareils de l’aviation générale ! Pour que la sécurité soit garantie, ces vétérans demandent d’avantage de soins (programmes d’inspection supplémentaires) l’alternative étant de les remplacer par des appareils
flambant neufs.
Résistance à la fatigue ou durée de vie
Exposés à toutes sortes de sollicitations, les matériaux métalliques n’ont pas une durée de vie éternelle. L’effet de fatigue des éléments se traduit par la concentration de contraintes aux endroits critiques, notamment sur les bords des orifices qui accueillent les rivets et les boulons. Suivant la qualité du perçage lors de la construction ou du fait des entailles provoquées pendant les opérations de maintenance, des microfissures peuvent apparaître sous l’effet des variations de charge. Si elles ne sont pas découvertes à temps, ces microfissures peuvent se propager jusqu’à provoquer la rupture de l’élément concerné.
Les images ci-dessous montrent des ruptures de fatigue au niveau du longeron d’aile :
Autrefois, les programmes d’entretien publiés par les constructeurs pour la certification n’étaient pas conçus pour examiner ces zones critiques parce que d’autres exigences étaient en vigueur à l’époque. Il arrive aussi souvent que des parties importantes de la structure d’un avion ne puissent guère être inspectées. Par exemple, il est impossible de contrôler les semelles du longeron principal au niveau du réservoir structural d’aile sans démonter à l’endroit critique la structure étanche du réservoir ; un travail fastidieux lorsque l’on songe que des centaines de rivets fixent la structure !
À ces difficultés s’ajoute le fait qu’en fonction de la conception de l’avion, les fissures ne sont « visibles » ou décelables qu’après un certain temps, voire en faisant usage de méthodes spéciales (p. ex. Eddy Current Inspection). Il peut être parfois nécessaire d’ôter les rivets ou les boulons pour l’inspection.
Le schéma suivant illustre la relation entre la conception de l’avion (et la méthode d’inspection) et la détection des fissures :
La durée de vie d’un élément dépend étroitement du niveau de contrainte qui s’exerce sous l’effet d’une charge. Par le passé, les avions étaient en général conçus en exploitant les matériaux à la limite de leur résistance statique : dans le souci de limiter le poids, de nombreux éléments ont été dimensionnés de manière à ce que la limite d’élasticité des matériaux ne soit tout juste pas atteinte lorsque la charge est maximale. Si les règles et normes de conception étaient ce faisant respectées, il ne fallait toutefois pas s’attendre à ce que les éléments dimensionnés de la sorte aient une grande longévité.
Dans les lignes qui suivent, nous allons nous attacher à mieux faire comprendre le phénomène du vieillissement appliqué à un élément typique (longeron riveté) :
Comment évolue la durée de vie (fatigue) d’éléments de fabrication identique soumis aux mêmes variations de charge (spectre de charge uniforme) ? Pour le savoir, on a testé la durée de vie de 1000 longerons de fabrication identique en les soumettant aux mêmes sollicitations jusqu’à l’apparition d’une rupture de fatigue. Le niveau de contrainte des longerons a été déterminé par analyse et devait permettre en principe à l’élément de supporter 10 000 heures de vol. Les résultats de l’essai sont représentés dans le diagramme suivant :
Il est intéressant et en même temps préoccupant de constater que la dispersion statistique ou « incertitude » est très grande. L’élément le moins endurant s’est rompu au bout de 2500 heures de vol (un facteur de 10000/2500 = 4 !), tandis que 258 longerons ont atteint les 10000 heures de vol. Comment explique-t-on cette grande dispersion ? On sait que l’apparition et la formation d’une microfissure dans les matériaux métalliques varient fortement d’un cas à l’autre. Autrement dit, un facteur d’incertitude de 3 à 8 doit être pris en compte lorsqu’il s’agit d’établir de manière analytique ou au moyen d’essais de fatigue de la cellule la durée de vie d’une structure d’avion. En principe, chaque structure d’avion a une durée de vie limite. En réalité, dans le cas des avions âgés encore en service, aucune durée de vie limite n’a été fixée. Une négligence ou une lacune des normes de conception de l’époque… qui risque d’avoir des conséquences graves pour la flotte actuelle ?
Face à la quantité d’accidents dus à la fatigue de la structure (p. ex. incident survenu à un Boeing 737 d’Aloah en 1988) enregistrés jusque dans les années 80, les normes de conception pour les gros-porteurs ont été modifiées De nouveaux programmes d’inspection spécifiques (SSID, Stucture Supplement Inspection Program) ciblés notamment sur les avions âgés ont été introduits. Les avionneurs ont été contraints d’élaborer à brève échéance de tels programmes pour les vieux avions ayant beaucoup d’heures de fonctionnement à leur actif.
La périodicité des inspections requises des éléments structurels critiques doit être déterminée sur la base du calcul de la propagation des fissures (DTA Damage Tolerance Analysis). Ce vaste processus est complexe et très coûteux.
La longueur critique (maximale) des fissures est déterminée sur la base de la résistance statique résiduelle ; il s’agit de la longueur de fissure que la structure est capable de supporter à la charge maximale possible (limit load) en exploitation (facteur de charge de rafale ou de manœuvre). La moindre charge statique au-delà de cette limite de charge rend la fissure instable et risque d’entraîner la défaillance de l’élément.
Afin d’éliminer l’incertitude (dispersion) liée à la formation des fissures (à l’échelle du micron), le calcul de la propagation des fissures part de l’hypothèse qu’une fissure de 1,27 mm (0,05 pouce) s’est déjà formée (défaut de fabrication) :
a DET: longueur de fissure détectable (dépend de la méthode de contrôle); Intervalle d’inspection : L/3
L’absence de tels programmes contraignants pour les avions de l’aviation générale s’explique par les coûts, considérables, qu’ils représentent. Il est arrivé ici ou là que l’autorité ordonne des inspections supplémentaires pour de petits avions à la suite d’une série d’accidents d’avions du même type dus à des ruptures de fatigue, le non-respect des consignes de l’autorité entraînant l’immobilisation de l’appareil concerné.
Dans le cas des autres avions, il faut se résigner à attendre que des fissures de fatigue soient un jour découvertes dans un élément et que les exploitants d’avions similaires soient sensibilisés au problème. En espérant que ces fissures soient écouvertes avant qu’un accident se produise.
Aujourd’hui, on ne connaît toujours pas la durée de vie de nombreux avions de l’aviation générale. Cependant les avions très sollicités comme les avions d’acrobatie ou les remorqueurs de planeurs doivent être considérés comme étant particulièrement exposés au risque de fatigue.
Dans de nombreux cas, les exploitants se rassureront en se disant que par rapport au premier avion de la flotte (hight time aircraft), leurs propres avions ont nettement moins d’heures de fonctionnement à leur actif. On soulignera cependant que les incidents de parcours (dépassement des « g », atterrissage brutal, réparations de la structure et/ou dommages dus à la corrosion) peuvent raccourcir significativement la durée de vie.
À la suite d’inspections fouillées (notamment à cause de la corrosion) menées sur le Super-Constellation immatriculé HB-RSC, l’OFAC s’est vu contraint de vérifier l’état de tous les avions de la sous-catégorie « Historique » sous immatriculation suisse (avions de l’annexe II qui ne relèvent pas de la compétence de l’AESA : Mirage, Hunter, P-3 JU52, DC-3 etc.).
Ce contrôle consiste dans un premier temps en une évaluation des risques à partir de données d’exploitation telles que :
- l’année de construction
- le total des heures de vol et des atterrissages
- le total des heures de vol et des atterrissages du premier avion de la flotte (fleet leader)
- le nombre de cycles de pressurisation pour les avions dotés de cabine pressurisée
- les réparations et/ou modifications effectuées, comme l’augmentation du poids
- les problèmes apparus (CN, SB)
- le niveau de sollicitation ou de contrainte dans les éléments critiques
Dans un deuxième temps, des inspections supplémentaires spécifiques seront exécutées si nécessaire. Elles s’étaleront vraisemblablement sur les trois années à venir.
Dernière modification 07.03.2023
