Y a pas qu'Airbus...

[TOMS]

Et ça continue:
"Boeing on Wednesday pushed off the first flight of its new 787 Dreamliner aircraft until as late as mid-December"

[TOMS]

Un reportage met en doute la sécurité du nouveau Boeing 787

[2007-09-18 23:33]

NEW YORK (Reuters) - La nouvelle structure composite à base de carbone du 787

Dreamliner, dernier-né de la gamme Boeing, pourrait ne pas être sure en cas

d'impact, selon un reportage du journaliste Dan Rather qui doit être diffusé aux

États-Unis.

Dan Rather a interviewé un ancien ingénieur de Boeing et plusieurs experts du

secteur, selon des restranscriptions du reportage de l'ancien journaliste

vedette de CBS, programmé pour diffusion sur la chaîne de télévision par

abonnement HDNet.

Ils affirment que la structure du Dreamliner risquerait d'éclater dans

l'hypothèse d'un crash et d'émettre des substances chimiques toxiques en cas

d'incendie.

"Le problème, ce sont toutes les inconnues qui ont été introduites puis écartées

comme s'il n'y avait aucun souci", souligne Vince Weldon, ancien ingénieur du

constructeur aéronautique américain, interrogés dans le reportage de Dan Rather.

"Avec une structure composite, le fuselage ne se froisse pas, il éclate (...) le

trou ainsi créé alimenterait les flammes (en cas d'incendie)", ajoute-t-il,

alors que les structures traditionnelles en aluminium, froissées mais intactes,

protègent mieux selon lui les passagers.

Weldon ajoute qu'il a été licencié de Boeing après 46 ans de carrière chez le

constructeur, en raison de ses critiques répétées contre la conception du 787.

Boeing a déclaré mardi que les affirmations de Weldon n'étaient pas valides, et

que l'avion ne volerait pas s'il n'était pas sûr.

"Ces matériaux sont sûrs. Ils sont testés, ils vont être certifiés", a indiqué

une porte-parole du constructeur.

Elle ajoute que l'Administration fédérale de l'Aviation (FAAA) doit vérifier que

le 787 réagit aussi bien que les appareils en aluminium en cas de crash, et que

jusqu'ici, le Dreamliner se comporte bien dans les tests.

Le 787 doit faire son premier vol d'essai entre la mi-novembre et la mi-décembre

après un retard de trois mois imputable à une pénurie de boulons et à des

problèmes dans la programmation du logiciel de gestion de vol.

[fockewulf]

Ce communiqué est il vraiment significatif ? Quelqu'un venant tout juste de se faire licencier ne va surement pas chanter des louanges sur son ancien employeur préféré.
Par ailleurs, si ce qui est dit sur les fuselage en composite est vrai - et je ne trouve pas ca tres surprenant, c'est presque une lapalissade, puisque les composites se rompent de maniere fragile et non pas ductile comme la plupart des métaux- cela remet en cause tous les appareils actuellement construits de cette maniere A380, NH90, A350, etc...

[Bawa]

Ce communiqué est il vraiment significatif ? Quelqu'un venant tout juste de se faire licencier ne va surement pas chanter des louanges sur son ancien employeur préféré.

c'est ce que je me suis dit aussi, mais si on y réfléchit bien le gars dénonce la meme chose qui ce qui l'a amené à etre viré. En gros le gars ne retourne en aucun cas sa veste et reste sur son opinion, ce qui me laisse penser qu'il ne dit pas ca seulement pour embéter son ex-employeur (et ce qui me fout un peu les jetons aussi :-/ )

[TOMS]

c'est ce que je me suis dit aussi, mais si on y réfléchit bien le gars dénonce la meme chose qui ce qui l'a amené à etre viré. En gros le gars ne retourne en aucun cas sa veste et reste sur son opinion, ce qui me laisse penser qu'il ne dit pas ca seulement pour embéter son ex-employeur (et ce qui me fout un peu les jetons aussi :-/ )

Un ingé sous traitant d'Airbus me disait il y a quelques temps que l'utilisation massive du carbone était plus un effet de mode qu'une réelle recherche d'éfficacité...

D'autre part, le fuselage du 380 n'est pas en carbone. Il comporte des panneaux de Glare qui est un composite métal/kevlar si ma mémore est bonne.

Le 350 devrait avoir des panneaux de carbonne assemblés.

Le 787 est le seul a avoir un fuselage d'une pièce en carbonne.

[TOPOLO]

Il y a sans doute des ingénieurs de Boeing qui ont critiqué les choix de leur compagnie pour :
- le 747, en annonçant le risque inconsidéré de faire voler 600+pax dans un seul avion en cas de crash...
- le 707, car jamais les turbo-réacteurs n'auront la fiabilité des moteurs à pistons
- les bireacteurs transatlantiques (757-767-777) car l' ETOPS va tuer des centaines de pax...

Il y a sans doute des ingénieurs d' Airbus qui ont critiqué les choix de leur compagnie pour :
- l'A320 et ses commande de vol éléctriques
- les winglets en general...
- les composites..

Il ya toujours de gens tres compétents qui ne partagent pas l'avis de leur direction, ce n'est pas pour cela qu'ils ont raison...

[fockewulf]

D'autre part, le fuselage du 380 n'est pas en carbone. Il comporte des panneaux de Glare qui est un composite métal/kevlar si ma mémore est bonne.

L'un de mes profs, expert en matériaux composite disait que l'intéret du glare, c'était de faire le lien entre les métaux et les composites en faisant un hybride, car les ingés appréhendaient le tout composite. Comme ça, cela faisait encore une partie de la structure que l'on connait bien et donc le comportement reste à peu près prévisible (parce que la résistance des composites... bonjour...)

[Cool&quiet]

le seul avantage dcu glare c'est d'obtenir un composite vaguement"isotropique" . mais c'est le seul avantage , pour tout le reste il est en dessous des alliages metalliques .

le seul avantage de faire une cellule en composite c'est le poids et puis lorsqu'on parle de composite on parle duquel ? quelle est la matrice ? quelle est la fibre ? on sait tres bien utiliser les composites dans un seul domaine . les cuves sous pressions ( constante uniformes ) . pour tout le reste on nage dans le grand nawak pour l'instant

[Bawa]

Il ya toujours de gens tres compétents qui ne partagent pas l'avis de leur direction, ce n'est pas pour cela qu'ils ont raison...

on peut faire la même phrase avec "...ce n'est pas pour autant qu'ils ont tort" et ça ne serait fondamentalement pas plus absurde

[TOMS]

le seul avantage de faire une cellule en composite c'est le poids

la encore, je ne suis pas un grand spécialiste, mais je crois que l'avantage de poids du 787 n'est pas si évident.
Le gain de poids des tronçons composites est dégradé par la taille impréssionante des cadres forts nécessaires à l'assemblage de chaque tronçon.
De plus, il faut résoudre un tas d'autres petits problèmes comme la continuité electrique en cas de foudroiement.

[Rob1]

la encore, je ne suis pas un grand spécialiste, mais je crois que l'avantage de poids du 787 n'est pas si évident.
Le gain de poids des tronçons composites est dégradé par la taille impréssionante des cadres forts nécessaires à l'assemblage de chaque tronçon.
De plus, il faut résoudre un tas d'autres petits problèmes comme la continuité electrique en cas de foudroiement.

Avec tes remarques sur les limites de la cellule du 787, tu n'a pas pensé à changer de signature ?

[TOMS]

Avec tes remarques sur les limites de la cellule du 787, tu n'a pas pensé à changer de signature ?

Il faut toujours faire une différence entre un outil de travail et un instrument de loisir!

[ironclaude]

L'un de mes profs, expert en matériaux composite disait que l'intéret du glare, c'était de faire le lien entre les métaux et les composites en faisant un hybride, car les ingés appréhendaient le tout composite. Comme ça, cela faisait encore une partie de la structure que l'on connait bien et donc le comportement reste à peu près prévisible (parce que la résistance des composites... bonjour...)

Il y a plus de trente ans de recul sur l'emploi des composites en aviation maintenant, et on fait toujours allusion aux doutes que les gens avaient (à juste titre !) au début des années 70...

En réalité un bon composite carbone a la même résistance générale qu'un alliage d'aluminium aéronautique, avec une densité 40% plus faible !

Mais en plus il est en pratique insensible à la fatigue. Là ou on fait travailler en fatigue un alliage léger à 25% de sa résistance à la rupture seulement, conséquence des essais menés à l'époque des accidents du Comet... d'ou gros alourdissement ! le composite carbone, lui, supportera un grand nombre de cycles de fatigue (la vie d'un avion) à 60 voire 70% de sa résistance statique. Comme les règlements imposent une marge de 50% de tenue à l'essai statique, par rapport aux vraies charges maximales (dite charges limites ou CL) ça signifie que si une structure composite tient son essai statique à 1,5 CL elle peut en pratique supporter sa CL tous les jours sans limitation pratique.

Un des autres retours d'expérience, plus surprenant mais maintenant avéré, est l'absence de propagation des endommagements, alors que les criques se propagent joyeusement dans les structures métalliques.

Même en résistance au feu, l'avantage n'est pas nécéssairement aux métaux: l'aluminium en tout cas fond dès 700°C et une peau fine est très vite percée par un feu de kéro en dessous. Paradoxalement un composite carbone s'en tire bien mieux !

Par contre le Glare à mon avis est une grosse daube, il est sur le 380 uniquement dans les pièce hollandaises, uniquement parce que c'était un développement hollandais et que personne ne voulait se déjuger en ne l'appliquant nulle part. Exemple des mauvaises conséquence de l'organisation d'origine d' Airbus. Le Glare, sur les futurs avions, on n'en parle plus.

En vérité, pour construire les avions, le meilleur matériau en théorie ne serait pas un composite, ce serait ...le titane! Aussi résistant que l'acier et moitié moins lourd... limite de fatigue à 50% de sa résistance statique...incorrodable...soudable...
En pratique... si seulement il n'était pas si cher ...!

Claude

[fockewulf]

Il faut quand meme noter les difficultés d'emploi des matériaux composites. Si l'on donne une charge à la rupture mirobolante pour les fibres de carbone, il faut quand meme savoir que la dispersion autour de la valeur moyenne est énorme, ce qui n'est pas le cas des métaux. Si une fibre de carbone peut tenir en théorie 1GPa, elle peut lacher en pratique aussi bien à 500MPa qu'à 1300. Vive la statistique de Weibull, qui ne fait pas vraiment partie des outils standards de l'ingé méca. La philosophie de la conception est quiand meme assez différente.

[TOMS]

Par contre le Glare à mon avis est une grosse daube, il est sur le 380 uniquement dans les pièce hollandaises, uniquement parce que c'était un développement hollandais et que personne ne voulait se déjuger en ne l'appliquant nulle part. Exemple des mauvaises conséquence de l'organisation d'origine d' Airbus. Le Glare, sur les futurs avions, on n'en parle plus.

J'ai entendu le même son de cloche à ce sujet.
Le glare aurait été utilisé à la suite d'une décision plus commerciale/politique que technique. J' ai entendu dire que ce n'était vraiment pas une trouvaille.

[axelpaq]

[quote="ironclaude"]Mais en plus il est en pratique insensible &#224]ironclaude tu te trompes. je suis calculateur fatigue/toldom sur struct métallique/composites et je te garantie que:
- il y a de la fatigue/toldom sur les matériaux composites
- ils sont pourris en fatigue et en toldom.
ils tiennent mieux les CL ça c'est sûr mais ça s'arrête là.

et en statique c'est pas beaucoup mieux. une structure métallique bien dimensionnées est certe plus lourde mais Ô combien plus résistante et plus ... "prévisible"....


[quote="ironclaude"]En v&#233]oui le titane est différent. mais il a de gros gros inconvénients:
- tu l'as dit: le prix
- pour du revêtement (avec une très faible épaisseur de l'ordre de 1.5-2mm): il est quasi inutile
- très difficile à travailler: usinage extrêmement lent et casse d'outil
- résiste très mal à la température
- se répare très mal: si soudure ou maintenance il y a il faut que ce soit super bien fait sous peine de casser à cet endroit

bref c'est un bon matériau si l'environnement dans lequel on l'utilise le met en valeur. un ex d'utilisation systématique du titane: les mâts-réacteurs (full titane beta ou alphabeta).

par contre y'a un truc qui choque un peu ironclaude c'est de résumer la fatigue à "... c'est 50% de sa résistance statique donc ça tient". la fatigue ce n'est pas seulement ça et je dirais même ce n'est pas du tout ça: il y a un spectre fatigue qui intervient, l'extraction du MEF, l'étude local du comportement, l'application du MTS, les scénarios de propa qui sont discutés..... juste parler de la résistance n'a pas beaucoup de sens....

[fockewulf]

Qu'est ce que c'est "toldom" ? Jamais entendu ce mot jusque là.

[Cool&quiet]

on ne sait pas grand chose sur les composites . et le peu que l'on sait se doit d'etre serieusement remis en question .Axelpaq puisque tu es de la partie , combien as tu de modeles differends par type de calculs sur composites ? existe il un seul modele global de comportement ? quel age ont les differends modeles ? existe il un seul modele sufisemment vieux pour avoir ete validé par l'experience sur la durée de vie complète d'un avion ( environ 30 ans si on est gentil ) ? et je ne parle meme pas des methodologies numeriques , dans ansys ( par exemple mais un autre ca marche aussi ) les formulations anisotropiques des elements sont un peu defini au ptit bonheur la chance .

Et je ne rentre meme pas dans les simu de crack ou fissure . là le premier qui dit on maitrise , est un menteur :D

bref utiliser du composite avec des sollicitation multiforme multifrequence sur la durée de vie sans vraiment connaitre son comportement mecanique et ne pas avoir verrouillé un seul modele un tant soit peu global validé par un retour d'experience sur mini 30 ans , moi je dit que c'est un peu nawak .

mais c'est mon avis hein

[axelpaq]

[quote="fockewulf"]Qu'est ce que c'est "toldom" ? Jamais entendu ce mot jusque l&#224]TolDom = Tolérance aux Dommages, l'aptitude d'un assemblage + matériau à résister au passage d'une fissure.
1- tu construits le spectre avion: toutes les contraintes que va voir l'avion dans sa vie (définie pour 10 000 vols sur l'A400M par exemple). ce spectre tient compte de toutes les phases de vol de l'avion (atterrissage, montée, croisière, etc ...) et greffe dessus des perturbations (decrab, manoeuvres, etc ...)
2- la fatigue: va calculer le nbre de vol que tu peux faire en appliquant ce spectre avant qu'il y ait amorçage d'une fissure. à force d'avoir été trop sollicitée, la structure va plastifier, se fragiliser et se "déchirer" (pour se l'imaginer)
3- une fois que cette amorçe est faite: combien de temps l'avion peut voler: avant qu'une réparation soit faite ? avant la ruine de la structure ? c'est le rôle de la toldom de le déterminer.
[quote="Cool&quiet"]on ne sait pas grand chose sur les composites . et le peu que l'on sait se doit d'etre serieusement remis en question .Axelpaq puisque tu es de la partie , combien as tu de modeles differends par type de calculs sur composites ? existe il un seul modele global de comportement ? quel age ont les differends modeles ? existe il un seul modele sufisemment vieux pour avoir ete valid&#233]tu as parfaitement raison. le gros problème actuel des composites est le manque de connaissances que l'on a à ce sujet. l'essentiel étant d'être du bon côté du trait, nous prenons forcément du conservatisme.
en ce qui concerne le MEF (sur Patran/Nastran), nous pouvons (à peu près) reproduire le comportement d'un assemblage en intervenant localement sur l'orientation (virtuelle) des fibres. la statique peut calculer la structure en tenant compte de cette orientation.
quand à nous, nous ne pouvons imaginer qu'une crack va suivre un chemin définie par les fibres. donc nous prenons en compte les max ppales, à défaut d'autre chose.

concernant les modèles, en fatigue+propa nos modèles sont issus du métallique (on utilise les mêmes en métallique) mais on va dire qu'ils sont adaptés. il est évident qu'il y a un manque de précision, mais nous sommes conservatifs. ces modèles viennent de Nasgro (développé par la NASA). ils ont 30ans faciles mais ont constamment été améliorés. nous commençons à arriver à une bonne modélisation. mais il y aura toujours mieux, c'est évident. je ne sais pas combien nous avons de modèles. on va dire tous types d'assemblages confondus on doit en avoir une grosse 10ène... ce qui n'est ps beaucoup mais ces modèles représentent des assemblages connus (éclissages, chapes, etc ...) et sont paramétrables. mais leurs limites sont vite atteintes.

en fait, en fatigue/toldom, là où réside la grosse difficulté des composites ce n'est pas tant les modèles (même si ils sont conservatifs), ni l'extraction du MEF (qui sera faite en max ppale) mais c'est d'imaginer le comportement de la stucture. alors ça c'est un soucis..... et malheureusement seule l'expérience de quelques érudits dans le domaine permet déjà de challenger de manière interressante. pour le reste c'est affaire de bon sens.

je vais te dire: les constructeurs d'éoliennes en savent plus sur les composites qu'Airbus... ;-)

[Cool&quiet]

en fait tu met le doigt sur le truc qui me choque le plus en calcul de composites . bon je ne suis pas expert hein mais le fait de deriver des modeles isotropique en modele anisotropiques perso ca me fait bondir . Mais je veux bien croire et j'espere que ca marche quand meme . Quand à la simu de fissures ...mouais .... ca ne marche pas super bien sur de l'acier tout bete alors du composites ... mais meme combat si ca marche maintenant tant mieux

[axelpaq]

[quote="Cool&quiet"]en fait tu met le doigt sur le truc qui me choque le plus en calcul de composites . bon je ne suis pas expert hein mais le fait de deriver des modeles isotropique en modele anisotropiques perso ca me fait bondir . Mais je veux bien croire et j'espere que ca marche quand meme . Quand &#224] les modèles métalliques marchent pas mal du tout. ils commencent à être au point. les difficultés que nous avons en métallique résident plus dans le type de scénario de propagation à appliquer.

nous sommes d'accord, les différence d'orientation des fibres du composite permettent de dire:
- que les propriétés des composites ne sont pas isotropes (même propriétés dans tout l'epace)
- que les propriétés des composites sont isotropes tant que tu reste sur le rail de fibre.
et c'est cela que nous utilisons.

en effet. sur nos modèles quelles questions doit-on se poser:
- orientation de la contrainte ? on prend le max ppal. à défaut d'être plus précis on est conservatif et puis faut bien prendre quelque chose.
- modèle de propa à utiliser ? et bien il faut essayer de prendre un modèle (même métallique) que tu paramètres pour que celui-ci rend compte uniquement d'un assemblage dans la même direction de fibre (de manière à être isotrope).
ce n'est pas rigoureux mais c'est tout ce qu'il y a.

la FTD (Fatigue/TolDom) est bien connue en métallique mais en composite c'est le trou noir complet. il y a des tas d'essais partiels actuellement car tout le monde sssaye de corréler calculs/essais....

comme toi je souhaiterais qu'il y ait plus de connaissances et de "certitudes" dans le domaine. mais il faut des essais, du temps, des personnes, tout ça coûte de l'argent, les programmes prennent du retard.... enfin c'est vrai qu'il y a des lacunes mais la théorie avance et les méthodes bossent dessus. il est sûr que plus l'avion sera mûr et meilleures seront les méthodes.

après Boeing fait une grosse pub genre "on maîtrise les composites". où en sont-ils ? maîtrisent-ils vraiment la chose ? j'en doute. et y'a qu'à voir leur ajustement de tronçon: différence de près de 50cm en longueur !!!

[Cool&quiet]

disons que par definition un materiau metallique ne presente pas d' heterogeneités internes provenant de l'interface entre matrice et fibres . il s'en passe des choses dans cette zone et c'est negligé de fait si on utilise ces modeles là . On devrait limite integrer une composante chimie des interfaces et apres l'extrapoler en comportement mecanique macroscopique .maintenant je t'accorde volontier qu'une approche experimentale te permettra de verrouiller pas mal de choses par un bon protocole d'essais . mais dans l'absolu on ne sait pas vraiment ce qui se passe . Je ne parle meme pas des phenomene thermo-mecanique .ce qui nous sauve c'est que generalement ce sont de mauvais conducteur thermiques mais en est on vraiment sur ? la cinetique chimique doit avoir un role jouer peut etre pour certaine amorces ?

[axelpaq]

[quote="Cool&quiet"]disons que par definition un materiau mettalique ne presente pas des heterogeneit&#233]tout à fait d'accord (on prend des coef pour se couvrir). c'est pourquoi j'ai choisi d'axer mon métier plus vers le métallique que vers le composite...
il y a le métier fatigue/toldom et de plus en plus ce métier se divise en métallique et composite, les deux étant 2 choses bien distinctes....

[TOMS]

Toldom, formulations anisotropiques, les ingés sont lachés!:prop:
Blague à part, c'est très instructif!:yes:

[ironclaude]

Ah là là vous me faites bosser le Samedi après-midi !
Avec la météo pourrie qu'il y a chez moi vous êtes pardonnés mais ne recommencez plus...

Si une fibre de carbone peut tenir en théorie 1GPa, elle peut lacher en pratique aussi bien à 500MPa qu'à 1300.

D'accord, un matériau qui présenterait une telle dispersion serait complètement inutilisable ! Mais là, est-ce que tu ne prends pas plutôt l'éventail des valeurs des différentes variétés de fibres de carbone ?
En fait pour une application donnée on spécifie une fibre bien identifiée et ensuite on qualifie un ensemble fibre + résine + technologie utilisée + mode de polymérisation, on calcule et certifie avec et ensuite on n'en change plus. Avec ces précautions (imposées du reste par la réglementation) on a un matériau aussi fiable qu'un autre.

- il y a de la fatigue/toldom sur les matériaux composites

Oui mais à un niveau plus élevé, et les dommages sont différents des dommages métaliques.

- ils sont pourris en fatigue et en toldom.

Et on ne m'aurait rien dit ?

Une structure métallique bien dimensionnées est certe plus lourde mais Ô combien plus résistante et plus ... "prévisible"....

Si on est plus résistant, c'est qu'on n'a pas dimensionné avec les mêmes critères! A résistance égale oui la structure métallique est plus lourde (handicap en aéro, quand même) mais ... plus rassurante ?
Pas toujours, on peut aujourd'hui encore casser une aile métallique avant la charge requise...

le titane ... a de gros gros inconvénients:

- très difficile à travailler: usinage extrêmement lent et casse d'outil
- résiste très mal à la température
- se répare très mal: si soudure ou maintenance il y a il faut que ce soit super bien fait sous peine de casser à cet endroit

Résiste mal à la température? on l'emploie là ou c'est trop chaud pour l'aluminium...
Difficile à travailler ? oui, plus que l'aluminium, mais pas tant que ça si on en croit la forte proportion de titane (25 à 30 %) dans la cellule des F 15 et F 22 (en pratique, toute l'ossature de ce dernier)

c'est un bon matériau si l'environnement dans lequel on l'utilise le met en valeur. un ex d'utilisation systématique du titane: les mâts-réacteurs

Oui !

on ne sait pas grand chose sur les composites

Quand même ! Les fibres de carbone sont là depuis les années 60, il y a des utilisations aéronautiques expérimentales depuis 35 ans, en série depuis 30 ans, et avec des pièces vitales depuis 25 ans (voilure V10F et empennages A320). La certification de pièces vitales d'avions civils exige qu'on démontre tout et pour ça il faut bien avoir compris! Il y a maintenant une grosse expérience en service (on approche des 30 ans indiqués), et extrêmement peu de mauvaises expériences ou d'accidents imputables aux composites à ma connaissance.

Par ailleurs il ne faut pas croire que les structures métalliques sont 100% connues et fiables non plus. Il y a régulièrement des incidents voire accidents et les nouveaux alliages plus performants qui sont introduits régulièrement nécéssitent eux aussi tout le parcours d'essais, certification, et attente du retour d'expérience: ça coûte aussi cher avec un nouvel alliage qu'avec un nouveau composite, et des fois ça ne marche pas, cf le flop de l'aluminium-lithium...

Un élément commun aux deux technologies est que les avionneurs poursuivent les essais aussi longtemps qu'il y a des avions d'un modèle donné en service, avec pour but de voir arriver des problèmes éventuels en essai au sol et de pouvoir les réparer ou prévenir avant qu'ils soient dangereux (principe: "une crique connue n'est pas un problème"). C'est un rôle obligatoire de la "design authority".


Pour revenir aux composites, leurs limitations sont actuellement ailleurs:
La grosse expansion à laquelle on assite actuellement s'excerce sur une techno et une industrie qui a une grosse expérience mais une petite base.
La production mondiale de fibres de carbone double entre 2000 et 2010 mais si tout le monde en veut y en aura pas encore assez !
Les machines nécéssaires à leur production (machines à napper, autoclaves,...) n'ont rien à voir avec celles dont l'essentiel de l'industrie est équipée. Les investissements nécéssaires au fuselage composite de l'A350 vont représenter plusieurs centaines de millions d'Euros !
Et puis il va falloir à tous les niveaux, études, mise au point, fabrication,... 5 fois, 10 fois ? plus de gens que ceux qui actuellement sont formés et expérimentés. C'est peut-être ce qui est le plus long à faire.

les ingés sont lachés!:prop:

Oui mais pas seulement: ce qui est marrant c'est qu'il y a le même type de débat dans le domaine de la fabrication des vélos !
Les mêmes matériaux sont en présence: acier, alu, carbone, titane... et les arguments échangés portent aussi sur le poids, le prix, les formes de cadre que l'on peut faire avec, la fatigue des matériaux, le modernisme, les traditions, etc...

De quoi faire un autre post !

Claude