Évaluation de la dégradation thermique de structures en composites assemblées par rivetage à haute température

La nécessité d'alléger les avions de ligne, pour des raisons économiques et environnementales, entraine les concepteurs à utiliser davantage de matériaux composites dans les structures de leurs aéronefs. Cependant, les méthodes d'assemblage usuelles ont de nombreux désavantages lorsqu'appliquées aux structures composites. La corrosion galvanique, le risque d'étincelle, le poids et les coûts élevés sont des inconvénients de l'une ou l'autre des attaches métalliques conventionnelles, soit les rivets en aluminium et les boulons en titane. Un rivet en composites à matrice thermoplastique moulé in situ à haute température présente une solution innovatrice aux problèmes d'assemblage des structures composites par les méthodes usuelles. La température nécessaire à la mise en forme du rivet dépasse toutefois la température de service des matrices époxy employées dans les structures composites aéronautiques. Pour étudier le transfert thermique et la dégradation de la matrice époxy lors du rivetage, un modèle d'éléments finis du cycle thermique du rivetage a été mis au point. La conductivité thermique des composites a préalablement été caractérisée avec une méthode inverse développée pour ce projet. Des essais en matage sur des échantillons soumis au cycle thermique du rivetage ont permis d'évaluer les effets de la dégradation thermique de la matrice sur les propriétés mécaniques de la structure composite. Les résultats indiquent que la dégradation de la matrice est gouvernée par un phénomène de thermolyse se déclenchant seulement à température très élevée. La thermolyse de la matrice entraine une baisse de la résistance en matage de la structure en composite. Si la température du procédé de rivetage reste sous la température de thermolyse, le cycle thermique n'affecterait pas les propriétés en matage de la structure composite.

Abstract

The necessity to make commercial aircrafts lighter, for environmental and economic reasons, pushes designers to use more composite materials in the structures of their aircrafts. However, the usual joining methods have numerous disadvantages when applied to composite structures. Galvanic corrosion, sparking hazard, increased weight and cost are issues associated to either of the conventional joining methods, the aluminum rivet and the titanium bolt. A thermoplastic matrix composite rivet molded in-situ at high temperature presents an innovative solution to the problems of joining aeronautical composite structures with traditional joining methods. However, the processing temperature required to install the rivet exceeds the maximum service temperature of the epoxy matrix used in aeronautical composite structures. To study the heat transfer and the thermal degradation of the epoxy matrix during riveting, a finite elements model of the riveting thermal cycle was elaborated. The thermal conductivity of the composite materials was characterized beforehand by an inverse method developed specifically for this project. Pin-loaded tests conducted on composite coupons exposed to the riveting thermal cycle allowed to study the effect of matrix degradation on the bearing properties of the composite structure. Results indicate that matrix degradation is driven by a thermolysis phenomenon activated only at very high temperatures. The matrix thermolysis results in a decrease of the composite's bearing strength. If the process temperature remains below the thermolysis temperature, the riveting thermal cycle does not seem to affect the bearing properties of the composite structure.