Développement de rivets en composite de carbone et poly(étheréthercétone) pour les structures aéronautiques

Au cours des dernières années, la proportion qu'occupent les matériaux composites dans les avions est passée d'environ 11 % à plus de 50 %. Les nombreux avantages que présentent ces matériaux sont à la source de cette croissance fulgurante. L'avantage principal des matériaux composites est qu'ils ont des propriétés spécifiques élevées, c'est-à-dire qu'ils sont à la fois légers et résistants. L'utilisation de tels matériaux dans les structures aéronautiques apporte des nouveaux défis. Notamment, il est impossible de joindre les laminés avec les méthodes de rivetage conventionnelles. En effet, le joint peut subir des dommages tels que de la délamination lorsqu'une attache est insérée dans un trou présentant un faible jeu ou lorsque le rivet métallique est déformé plastiquement. En ce moment, ce sont des attaches en titane, similaires à des boulons et écrous, qui sont installées dans des trous avec un grand jeu. Toutefois, ces attaches présentent des problèmes par rapport à leur masse, leur coût, la corrosion et la foudre. Pour mitiger ces problèmes, on propose l'utilisation de rivets en composite de CF/PEEK. Peu de technologies existent pour mettre en forme des rivets en CF/PEEK. Une nouvelle machine a donc été mise au point. Celle-ci chauffe des préformes cylindriques par effet Joule, jusqu'à une température supérieure au point de fusion de la matrice thermoplastique. La préforme peut ensuite être mise en forme de rivet à l'aide d'un système d'outils actionné par cinq actuateurs, chacun capable d'appliquer une force de 1 kN. La machine est automatisée et est opérée par une interface réalisée sur LabVIEW. À l'aide de cette nouvelle machine, des procédés différents ont été développés pour installer les rivets dans des plaques d'acier et de polymère renforcé de fibre de carbone (CFRP). Ils sont formés in situ, soit directement dans les éléments à joindre. Le procédé de mise en forme dans l'acier requiert un chauffage avec une puissance allant jusqu'à 175 W. Pour les joints en CFRP, 110 W sont nécessaires. Dans les deux cas, après le chauffage, une force de rivetage de 250 N est appliquée. Ensuite, le joint riveté est refroidi puis démoulé. Du début du chauffage au début du démoulage, 35 s s'écoulent. Ces procédés permettent des former les rivets correctement, mais des micrographies ont montré des signes de brûlure dans les rivets formés avec le plus fort apport de chaleur. Des joints rivetés ont été soumis à des essais en cisaillement et en tension. Les rivets en CF/PEEK ont été comparés à des attaches en titane, dans des conditions semblables. Les résultats ont montré que les nouveaux rivets en CF/PEEK ont des propriétés spécifiques supérieures à celles des attaches en titane. En cisaillement, les rivets en CF/PEEK ont tenu 9 kN/g, contre environ 5 kN/g pour les rivets en titane. En tension, les rivets en CF/PEEK tiennent 5,6 kN/g, alors que les rivets en titane tiennent entre 3 kN/g et 5,5 kN/g.

Abstract

The proportion of composite materials in aircraft has risen from 11 % to more than 50 % over the last years. These materials present many advantages that make them attractive to the aerospace industry. One of the most important advantages is their high specific strength, i.e., their strength relative to their weight. However, using composite materials brings its lot of challenges. One of them is the impossibility to join these materials using traditional fastening techniques. Indeed, using conventional metallic rivets could cause damage to the laminates, such as delamination. This has been overcome by the adoption of bolt-type fasteners installed in holes with a clearance fit. These fasteners are still the source of problems with regards to weight, cost, corrosion, and lightning strikes. The use of carbon fiber and poly(ether ether ketone) composite (CF/PEEK) rivets could mitigate these issues. Few technologies are available to shape CF/PEEK rivets. A new machine has therefore been developed. The machine heats cylindrical blanks by the Joule effect, to a temperature above the melting point of the thermoplastic matrix. The blank can then be compressed into the shape of a rivet using a tool system driven by five actuators, each capable of applying a force of 1000 N. The machine is automated and is operated by means of a human-machine interface created on LabVIEW. Using this new machine, different processes have been developed to install the rivets in steel plates and carbon fiber reinforced polymer (CFRP) plates. They are moulded in situ, i.e. directly into elements to be joined. The shaping process in steel requires heating with a power of up to 175 W. For CFRP joints, only 110 W are required. In steel or CFRP, following the heating stage, a riveting force of 250 N is applied and the riveted joint is cooled before being demoulded. The duration of the riveting process is 35 s, from the star of the heating to the demoulding. These processes allow the blanks to be shaped into rivets correctly, however micrographs have shown signs of burning in the rivets formed with the highest heat input. Riveted joints were subjected to shear and tension tests. CF/PEEK rivets were compared to titanium fasteners, under similar conditions. The results showed that the new CF/PEEK rivets have specific properties up to almost twice as high as those of traditional titanium fasteners. CF/PEEK rivets submitted to shear held 9 kN/g, while titanium fasteners held 5 kN/g. For samples submitted to tension, CF/PEEK rivets held 5,6 kN/g, while titanium fasteners held between 3 kN/g and 5,5 kN/g.