Transformer les coûts de fabrication des composites : Partie 2 – Techniques de formage avancées

Le sous-programme RAPM (RApid high-Performance Manufacturing) au sein du programme Tailorable Feedstock and Forming (TFF) de la DARPA a compilé des données analytiques issues de la production actuelle et passée, ainsi que des données empiriques de ses propres essais de formage pour plusieurs pièces, afin de générer ces courbes. L'objectif est de mieux comprendre l'espace de compromis pour les pièces et procédés composites.

Source de toutes les images : The Boeing Co., DARPA

Le programme TFF : vision et objectifs

Le programme Tailorable Feedstock and Forming (TFF) a été lancé par la Defense Advanced Research Projects Agency (DARPA, Arlington, Virginie, États-Unis) en 2015 pour permettre la fabrication rapide, peu coûteuse et agile de petites pièces composites de forme complexe pour les avions de défense. Ce programme de 48 mois visait à augmenter la compétitivité des coûts des composites afin d'exploiter leurs avantages en termes de gain de poids et de résistance à la corrosion et à la fissuration par rapport à l'aluminium usiné. Dans la première partie de cette série, CW a exploré la vision du TFF et son sous-programme Tailorable Universal Feedstock for Forming (TuFF), qui a développé un matériau en feuille à fibres courtes aux propriétés mécaniques élevées et à la formabilité proche des métaux.

Le sous-programme RAPM : du matériau au formage

Dans cet article, l'attention se porte du matériau d'alimentation au formage avec le second sous-programme du TFF : RApid high-Performance Manufacturing (RAPM, prononcé « wrap-em »), dirigé par The Boeing Co. (Chicago, Illinois, États-Unis). Le programme a débuté en juillet 2016 et a présenté ses résultats dans de nombreuses publications, dont 6 articles et deux présentations au SAMPE 2019. L'objectif du RAPM, tel qu'expliqué par les fellows techniques et chercheurs principaux de Boeing, Gail Hahn et Tom Tsotsis, est de « révolutionner le paradigme des coûts pour les petites pièces composites, permettant leur utilisation généralisée dans les applications de défense ».

« Nous sommes partis avec la vision d'atteindre des performances aérospatiales avec une efficacité automobile », explique Hahn. Le programme a travaillé avec des fabricants de matériaux et pièces composites automobiles, notamment Solvay Composite Materials (Alpharetta, Géorgie, États-Unis) et SGL Composites (Ried et Ort im Innkreis, Autriche), mais l'obtention de propriétés aérospatiales n'a pas toujours été simple. « Bien que des époxydes à durcissement rapide à basse température soient facilement disponibles pour les applications automobiles, ils ne répondent pas du tout aux exigences aérospatiales », précise Tsotsis. Le RAPM a toutefois utilisé de nouveaux époxydes bicomposants à durcissement rapide ciblant les pièces en résine infusée de qualité aérospatiale. Cependant, initialement, le système de moulage chez SGL ne pouvait pas dépasser 130 °C, ce qui empêchait d'atteindre l'objectif de 30 minutes de temps sur outil.

« Notre but était d'atteindre 30 minutes maximum de temps sur outil pour permettre l'utilisation d'une cellule de travail à haut débit et réduire les coûts au niveau système pour être compétitif par rapport à l'aluminium usiné », explique Tsotsis. « Au sein de Boeing, nous avons décidé que cela satisferait tout ce que nous visions pour les applications de défense », ajoute Hahn. « Pourquoi fixer cet objectif alors qu'on peut obtenir 2 à 6 minutes avec les thermoplastiques ? Parce que les thermoplastiques nécessitent un traitement à des températures encore plus élevées avec des contraintes d'outillage correspondantes, et notre but est de donner à notre chaîne d'approvisionnement de nombreuses options. »

Au fur et à mesure que le programme avançait, il s'est ouvert aux matériaux et fabricants aérospatiaux, ainsi qu'à des systèmes expérimentaux, comme le XEP-2750 de Solvay. « Nous pensions initialement pouvoir évaluer pleinement ce système, comme nous l'avions fait avec le CYCOM 5320-1 dans notre travail avec le programme DARPA "Non-Autoclave Manufacturing Technology" de 2007 à 2012 », explique Hahn. Bien que le même degré d'évaluation n'ait pas été possible, le XEP-2750 a depuis été commercialisé par Solvay sous le nom CYCOM EP-2750 (voir l'encart en ligne « Nouveau préimprégné pour le moulage par compression dans le RAPM ») et a bénéficié des nombreux essais de pièces et leçons apprises du RAPM.

« Tout ce que je veux, ce sont quelques procédés pour petites pièces composites qui peuvent gagner contre l'aluminium dans une étude de compromis », résume Jeff Hendrix, consultant pour l'industrie des composites et le programme TFF. Le RAPM a-t-il réussi ? CW explore les efforts du programme pour fabriquer des centaines de pièces, comparant plus d'une douzaine de configurations de pièces aérospatiales à travers de multiples matériaux et procédés, tout en cherchant des méthodes pour réduire temps et coûts.

Cadre du programme

Travaillant avec des partenaires industriels clés, le RAPM a testé des pièces selon trois pistes principales :

• Infusion de résine avec HITCO Carbon Composites (Gardena, Californie, États-Unis) et SGL Composites
• Formage de préimprégnés thermodurcissables avec Solvay Composite Materials (Heanor, Royaume-Uni et Anaheim, Californie, États-Unis), Fiber Dynamics (Wichita, Kansas, États-Unis) et Reinhold Industries (Santa Fe Springs, Californie, États-Unis)
• Formage thermoplastique avec ATC Manufacturing Inc. (Post Falls, Idaho, États-Unis) et TxV Aero (Bristol, Rhode Island, États-Unis)

Les essais de formage ont été réalisés en deux phases : une phase initiale de « Développement de la fabrication » (Fig. 1) suivie par des pièces « Challenge and Transition » (C&T, défi et transition) (Fig. 2) pour défier les développements initiaux et faire transitionner les candidats ayant le potentiel de l'emporter contre l'aluminium usiné.

Essais de développement de la fabrication ont utilisé trois configurations de pièces principales : panneaux à perles (deux types), une nervure avec renforts locaux (augmentations de plis) et un canal en C courbe. Ces pièces intégraient des caractéristiques communes aux pièces aérospatiales qui posent des défis de fabrication : le panneau à perles comportait plusieurs caractéristiques hors-plan ainsi que des renforts et allègements locaux et un bord vertical ; le panneau nervure avait un renfort local avec plusieurs bords à 90 degrés ainsi qu'un décalé sur l'un des bords ; et le canal en C avait des rayons intérieurs et extérieurs différents, une courbure variable sur les ailes et des réductions de plis significatives dans l'âme.

L'objectif était de développer des directives de conception et de fabrication pour chacune des trois pistes. « Ce n'était pas très glamour de faire ces premiers essais », se souvient Hahn. « Mais ils ont permis de déterminer les rayons et géométries de pièces acceptables pour produire des pièces sans distorsion de fibres indésirable, ainsi que les combinaisons optimales de paramètres tels que la tension appliquée, la température, la pression et le temps sur outil. »

Les trois pistes matériaux/procédés du RAPM incluaient des essais utilisant un système de contrôle de chauffage pixellisé et d'outillage Production to Functional Specification (PtFS) de Surface Generation (Rutland, Royaume-Uni), situé chez Boeing R&T à St. Louis, Missouri, États-Unis. « Cela est venu du fait que nous cherchions une cellule de travail pouvant accueillir les trois types de matériaux/procédés dans un environnement de débit flexible », explique Hahn. « Nous avons pu explorer différentes approches de contrôle de température et de coûts. » La cellule PtFS de Boeing a une température maximale de 440 °C, une force de serrage de 150 tonnes et un volume de pièce efficace de 750 × 750 × 100 mm.

Bien que la vision originale était d'utiliser les matériaux en feuille à fibres courtes TuFF, ceux-ci n'étant pas disponibles au début, le RAPM a procédé avec des matériaux de substitution. Cela s'est avéré bénéfique pour l'industrie des composites car ces substituts couvrent des matériaux plus représentatifs de ce qui est utilisé et développé en dehors de ce projet : organofeuilles automobiles, préimprégnés qualifiés aérospatiaux, époxydes expérimentaux, thermoplastiques semi-cristallins et composés de préimprégnés hachés. Ainsi, les résultats et conclusions concernent tous les types de fabricants de composites, pas seulement ceux de la défense.

Piste 1 : Fabrication par infusion de résine / RTM

Les essais de développement de fabrication dans cette piste ont commencé avec des matériaux et procédés de type automobile. Des pièces ont été fabriquées par SGL Composites en utilisant le moulage par transfert de résine haute pression (HP-RTM, 300 bar) et des tissus sans ondulation (NCF) en fibre de carbone à module standard C T50, 50K (SGL Carbon à Wackersdorf, Allemagne) dans trois configurations de pièces : RI-RAPM-009, RI-RAPM-002, RI-RAPM-003 (Fig. 1). Ces essais ont servi à identifier les paramètres de préforme nécessaires pour des pièces finies de haute qualité. L'infusion par interstille (compression RTM, ou C-RTM) a également été testée pour le RI-RAPM-003 par Boeing St. Louis en utilisant son système PtFS.

La modélisation d'écoulement computationnelle a été utilisée pour mieux comprendre comment infuser ces pièces, analysant le comportement du procédé pour optimiser les matériaux et paramètres de processus et évaluer les scénarios d'injection.

Les approches d'outillage ont été évaluées pour déterminer comment et quand appliquer la tension à différents types de géométries de préforme afin de minimiser la distorsion des fibres. Ces modifications de conception ont été validées pour une géométrie de canal en C modifiée, suivie d'analyses par tomodensitométrie (CT). Les leçons apprises ont été appliquées dans la phase C&T subséquente, en passant au RTM basse pression (LP-RTM) pour réduire les coûts.

Au cours de ces essais de pièces pionnières, des délaminages ont été découverts dans plusieurs rayons de formage profond. Tsotsis pense qu'ils étaient causés par une combinaison de durcissement initial insuffisant de la résine dans l'outil — car le système de chauffage à la vapeur de SGL limitait les températures en outil à 130 °C — et de contraintes thermiques/mécaniques hors-plan lors du démoulage. « Comme la résistance de la résine n'avait pas encore été suffisamment développée, ces anomalies auraient probablement pu être éliminées avec un durcissement complet sur l'outil », suggère-t-il. « SGL ne pouvait pas respecter à la fois le temps sur outil et les propriétés aérospatiales jusqu'à ce que le chauffage à l'huile (par opposition à la vapeur seule) soit ajouté à l'outil, permettant un durcissement au-dessus de 130 °C », note Hahn. Cela a été ajouté après les essais de développement de fabrication.

Pièce défi à formage profond

Les résultats des essais de développement de fabrication ont ensuite été utilisés pour développer les essais de défi et transition. La modélisation a également été réalisée pour la pièce de défi à formage profond RI-RAPM-004 (Fig. 3), qui comporte deux formages profonds : une zone rectangulaire de 5 cm et une zone de 10 cm qui passe de rectangulaire à une forme en V. Inspirée d'un assemblage de casserole de production, sa géométrie complexe assurait un chemin d'écoulement de résine non uniforme. Huntsman (Bâle, Suisse) a réalisé la modélisation d'écoulement avec le logiciel PAM RTM (ESI Group, Paris, France) pour un procédé LP-RTM utilisant l'époxy bicomposant FAF2 (Huntsman, The Woodlands, Texas, États-Unis) et des renforts NCF de carbone SGL Carbon de 150 g/m² biaxiaux et 190 g/m² unidirectionnels (UD).

Le RI-RAPM-004 comprend une préforme pour la peau, une pour chaque section de formage profond, plus deux zones de renfort (Fig. 3). Différents stratifiés ont été utilisés pour ces éléments de préforme pour atteindre les épaisseurs de panneau conçues (voir « Fabrication des pièces à géométrie complexe du RAPM »).

« Le préformage basse pression et le LP-RTM ont permis l'utilisation d'outils rentables (par rapport à l'acier) : l'outil de préformage, avec des pinces à action manuelle, était fait de matériau Raku-Tool à base de polyuréthane (RAMPF Tooling Solutions, Grafenberg, Allemagne) ; l'outil de durcissement était en aluminium 5083. »

Les essais initiaux du RI-RAPM-004 ont montré une anomalie inattendue dans l'écoulement près de la sortie qui soulevait les plis de surface, causant une distorsion des fibres. L'inversion de l'entrée et de la sortie a résolu le problème. Après infusion et durcissement initial dans un outil à 130 °C, les pièces ont été post-durcies à 180 °C pendant 60 minutes puis usinées à la forme nette. Dix pièces de haute qualité ont été livrées à Boeing pour des C-scans par système ultrasons automatisé (AUSS).

Les pièces de défi finies ont montré une consolidation complète, un excellent alignement des fibres et une bonne qualité. Les pièces présentaient une température de transition vitreuse de 197 °C et un fraction volumique de fibres (FVF) de 49,5 %, typique pour le NCF utilisé. Le nombre de pièces du stratifié a été réduit de plus des deux tiers par rapport au procédé préimprégné actuel, et la main-d'œuvre manuelle a chuté d'environ 90 %. Le RAPM a également fabriqué la pièce de défi avec des résines et tissus qualifiés aérospatiaux — pour tester l'adaptabilité des outils et procédés développés — et fabriqué des pièces qui ont passé les exigences de production pour les essais non destructifs (END).

Piste 2 : Formage de préimprégnés thermodurcissables

Trois pièces de développement en préimprégné thermodurcissable (TS) ont été fabriquées au Centre d'Applications de Solvay à Heanor, Royaume-Uni, en utilisant l'estampage à cadre à ressorts et/ou le formage à double diaphragme (DDF). Les trois pièces ont été fabriquées avec des préimprégnés époxy basés sur les résines de Solvay, dont CYCOM 5320-1, CYCOM 970 et le système aérospatial CYCOM EP-2750. « Le CYCOM 5320-1 est notre référence pour les pièces hors autoclave (OOA), mais c'est aussi un système qualifié pour l'autoclave », explique Hahn. « Le CYCOM 970 est une option préimprégné au solvant versus préimprégné à chaud, et le [CYCOM] EP-2750 est notre système pour le formage par presse car il est optimisé pour la physique et la cinétique du procédé, ce qui produit les meilleures pièces. »

L'estampage à cadre à ressorts et le DDF sont des procédés de moulage par compression isotherme dans lesquels les préimprégnés thermodurcissables sont découpés, collatés et consolidés en une préforme 2D. La préforme est ensuite préchauffée, transférée dans des outils métalliques assemblés et moulée en forme dans une presse hydraulique à plateaux conventionnelle. La préforme peut être maintenue en tension par un cadre à ressorts (Fig. 4), ce qui réduit le gauchissement induit par les zones de compression du matériau pendant le formage. Alternativement, le DDF place la préforme entre deux diaphragmes, éliminant le besoin de nettoyage et de démoulage du moule. La préforme est collée sur l'un des diaphragmes, la maintenant essentiellement en tension, bien que moins directement ou de manière moins ajustable qu'avec un cadre à ressorts. Dans le RAPM, le type de ressorts, leurs emplacements et tensions étaient optimisés pour chaque pièce par simulation, tout comme le cadre à ressorts. Par exemple, le panneau à perles TS-RAPM-009 utilisait un cadre pouvant s'actionner verticalement pour adapter le formage de la charge en parallèle avec la fermeture de la presse.

Le RAPM a minimisé le temps pièce-sur-outil en retirant les pièces dimensionnellement stables après un durcissement initial de 15 à 30 minutes, puis en les post-durcissant par lots pour augmenter la capacité de débit. Des familles de pièces ont également été étudiées en utilisant un seul jeu d'outils — par exemple, un canal en C avec trois angles d'ailes variables le long de l'envergure d'une aile — pour maximiser l'utilisation de la cellule. D'autres objectifs guidant l'approche TS du RAPM incluaient :

• Collation et formage automatisés pour minimiser la main-d'œuvre manuelle
• Performance mécanique aérospatiale avec durcissement à 177 °C
• Outillage en acier capable de >1 000 pièces par jeu d'outils.

Développement vers la pièce défi « wave »

Les pièces de développement en préimprégné thermodurcissable ont été formées en indexant une variable à la fois jusqu'à atteindre une qualité de pièce suffisante. Des variables telles que la vitesse de fermeture de la presse, la position de fermeture et la pression de fermeture ont été évaluées, dans le but de consolider le matériau au point correct sur la courbe de rhéologie pour créer une pression hydrostatique interne, minimiser l'exsudation de résine et empêcher le durcissement d'avancer trop loin, ce qui induirait des fissures. Une fois les paramètres de formage fixés, trois à cinq pièces étaient fabriquées pour vérifier la répétabilité du procédé, puis testées pour la qualité. Les panneaux à perles montraient une porosité de <0,5 % grâce aux hautes pressions de consolidation (20,7 bar). Des nervures répétables et de haute qualité ont également été produites.

Les leçons apprises ont ensuite été appliquées à la pièce défi « wave » (vague) corrugée, TS-RAPM-012, pour démontrer le moulage par compression de stratifiés UD épais (6,3 mm d'épaisseur nominale) dans des formes à rayon de courbure serré (12,7 mm). Pour répondre aux exigences, la pièce utilisait un stratifié quasi-isotrope de fibre de carbone à module intermédiaire (IM7 ; Hexcel ; Stamford, Connecticut, États-Unis) en ruban UD. Les couches externes de tissu en fibre de verre style 108 et de fibre de carbone à module standard THORNEL T650 de Solvay en tissu satin 8 brins protègent les fibres UD et préviennent la corrosion galvanique sur le côté qui s'accouple à une pièce métallique. L'utilisation de la résine époxy Solvay CYCOM 5320-1 a permis des cycles de durcissement isotherme courts (≤ 30 minutes) avec un post-durcissage autonome de 2 heures à 177 °C.

La pièce défi wave a été moulée en utilisant la cellule de travail PtFS de Boeing et des faces de moule en acier P20 avec vide intégré et joints de résine. La cavité de l'outil était plus fine que l'épaisseur nominale du stratifié pour tenir compte de la variation de la teneur en résine du matériau, maintenant une pression hydrostatique interne pour des pièces de haute qualité.

Trois paramètres de procédé ont été testés, dont le formage à froid (pré-formage des plis sans chaleur), le pré-consolidage par déboulage à chaud et le préchauffage de la préforme. Le formage à froid a été rejeté comme chronophage et peu utile. Pour le pré-consolidage, les stratifiés étaient mis sous vide sur une plaque avec un tissu de drainage en fibre de verre tissée et déboulés sous vide complet dans un four à 116 °C pendant 40 minutes. Bien qu'un préchauffage infrarouge automatisé soit standard pour la production industrielle, dans ces essais, le préchauffage consistait à placer la préforme dans le moule chaud (179 °C) et à fermer autant que possible sans toucher pendant 3 minutes. La pièce était ensuite moulée par compression.

L'essai 8 des neuf réalisés (#0-8) a produit la pièce de la plus haute qualité, principalement attribuée au pré-consolidage. Les échantillons prélevés répondaient aux exigences d'épaisseur (un problème pour d'autres pièces) et de qualité de stratifié avec un volume de fibres de 59-63 % et une teneur en vides de 0-0,6 %.

Piste 3 : Nervure et canal en C formés par ballonnet (thermoplastiques)

Le RAPM a choisi la nervure TP-RAPM-002 des essais de développement de fabrication pour démontrer le moulage par compression en une seule étape, du matériau brut à la pièce complexe finie, et le canal courbe TP-RAPM-003 pour une approche en deux étapes. Boeing St. Louis a moulé la nervure -002 en utilisant une presse Accudyne Systems (Delaware, États-Unis) et consolidé les charges pour le canal -003 en utilisant l'équipement PtFS. Dans une seconde étape, ATC Manufacturing a estampé les charges de canal en pièces finales.

Pour la nervure -002, le RAPM a utilisé du ruban UD de 12 pouces de large fourni par Solvay : fibre de carbone 12K AS4D (Hexcel, Stamford, Connecticut, États-Unis) renforcée de polyetherketoneketone (PEKK). Le canal -003 utilisait un tissu de Cramer Fabrics Inc. (Dover, New Hampshire, États-Unis) : fibre de carbone 3K AS4 (Hexcel) non traitée en sergé 2x2, enduite de poudre de polyetheretherketone (PEEK) ; poids surfacique de la fibre 250 g/m² ; teneur en résine 42 %.

Problèmes du formage thermoplastique (TP)

Les composites TP traitent à des températures plus élevées que les thermodurcissables — par exemple, 390 °C pour le PEEK et 375 °C pour le PEKK — ce qui présente plusieurs problèmes. Les matériaux d'outillage capables de supporter ces températures de processus élevées sont limités. De plus, le grand delta de température entre le traitement de la pièce et son retrait rend difficile le maintien d'une température d'outil uniforme. Le remède est les trempes thermiques et/ou des rampes de montée et descente plus lentes, ce qui allonge les temps de cycle.

Les températures élevées présentent également un défi de coefficient de dilatation thermique (CTE). Le CTE du matériau d'outillage est souvent différent de celui du stratifié TP, ce qui peut amener le stratifié TP à se rétracter loin de l'outil, réduisant la pression appliquée et empêchant la consolidation complète. De plus, le CTE du stratifié TP est constant le long de la fibre de carbone mais une courbe bi-linéaire perpendiculaire à la fibre. Cela entraîne des rétractions différentes dans le plan vs hors plan lorsque le stratifié TP chauffe et refroidit, ce qui doit également être pris en compte dans la conception de l'outillage.

Les stratifiés TP peuvent aussi se rétracter de l'outillage à mesure que le volume de résine diminue avec le passage du liquide au solide. C'est pendant cette phase de refroidissement, lorsque la cristallisation critique de la matrice de résine se produit, qu'un contrôle précis de l'uniformité de température et de la pression du stratifié est requis pour assurer des propriétés de haute qualité dans la pièce finie.

Un autre problème est que les outils doivent être complètement étanches pour contenir le TP fondu pendant le moulage. « Étancher un outil à 375-390 °C est difficile car il y a très peu de joints conformables qui peuvent supporter cette température et des pressions de formage TP de 300 à 500 psi ou plus », explique Hahn. « Nous sommes limités soit aux joints métalliques, soit à l'outillage métal-métal assorti pour fournir les fonctions d'étanchéité. L'outillage élastomère serait incroyablement bénéfique, cependant tous les élastomères actuels se dégradent aux températures de formage TP. »

Boeing St. Louis a nécessité un outillage novateur pour créer une pression horizontale sur les éléments verticaux de la nervure pendant la consolidation dans une presse hydraulique n'ayant qu'une action verticale. Sa solution a été un ballonnet en aluminium mince (un système similaire a été utilisé pour former le TP-RAPM-003, Fig. 5). Pressurisé avec du gaz argon inerte à haute température, le ballonnet se dilatait pour appliquer une pression uniforme sur toutes les surfaces de la pièce pendant la consolidation.

Les outils supérieur et inférieur étaient en acier inoxydable 410, qui correspondait au CTE dans le plan du stratifié UD fibre de carbone/PEKK. Pendant le cycle de presse, l'outil supérieur avec le ballonnet en aluminium descendait et pressait lentement le stratifié dans la cavité femelle de l'outil inférieur. Le ballonnet était sous-dimensionné de 30 % par rapport à l'épaisseur finale de la pièce pour accommoder le volume de la préforme en ruban non consolidée dans ce procédé en une étape. Cet outil était monté dans une presse conventionnelle avec des cartouches de chauffage électrique, câblées en 12 zones contrôlées indépendamment — plus les six zones principales du plateau de presse — pour contrôler la température de surface de l'outil sur les ailes et l'âme de la nervure.

Ces essais de formage ont produit des pièces composites avec des résultats END acceptables. Cependant, la conception d'outil à ballonnet nécessite un développement supplémentaire pour améliorer le formage du stratifié dans les rayons intérieurs serrés de la pièce et pour maintenir une épaisseur de surface uniforme.

Consolidation de charges en tissu PEEK

Pour le canal en C courbe TP-RAPM-003, le tissu sergé 2x2 enduit de poudre PEEK utilisé avait un facteur de gonflement relativement élevé. Boeing St. Louis a d'abord consolidé le stratifié, qui passait de 32 à 24 plis le long de la longueur de la pièce, en une charge plate à section transversale effilée, puis a envoyé les charges à ATC Manufacturing, qui a estampé la pièce finale avec des ailes verticales.

Comme pour la nervure, Boeing a utilisé un ballonnet de formage et des outils supérieur et inférieur en acier. Le ballonnet a été changé pour de l'AZ31 magnésium, qui résiste mieux à la rupture que l'aluminium. L'outillage du canal en C était conçu pour fonctionner dans la cellule de formage PtFS de Surface Generation pour permettre un chauffage et refroidissement plus rapides que la presse conventionnelle avec cartouches chauffantes utilisée pour la nervure.

L'approche d'outillage du canal en C a été développée pour augmenter la flexibilité pour plusieurs pièces. Le stratifié était placé sur l'outil inférieur, chauffé à la température de transition vitreuse (T_g) du matériau pour maintenir la malléabilité sans fondre. Un cadre réducteur de volume incluant un joint d'étanchéité sous pression était placé sur l'outil inférieur, laissant une cavité légèrement plus grande que le stratifié de la pièce (Fig. 5). La chaleur et la pression hydraulique étaient appliquées depuis l'outil supérieur à travers le ballonnet sur le stratifié. Une fois à la température de formage, du gaz argon était appliqué au ballonnet, le forçant vers le bas dans la cavité du cadre pour appliquer la pression sur la charge effilée. La température de l'outil était ensuite augmentée à travers la phase de fusion du matériau tout en maintenant la pression du ballonnet, ce qui empêchait le matériau de s'écouler sur l'outil inférieur pendant la phase de fusion.

Le temps de cycle de préformage comprenait 55 minutes pour que le ballonnet et la charge TP atteignent la température de processus et 30 minutes pour refroidir en dessous de la température de cristallisation du PEEK. La pression variait de 1,4 à 9,7 bar et était maintenue manuellement depuis un réservoir haute pression avec une vanne. Avec l'incorporation récente d'un système pressclave dans la cellule PtFS, un contrôle de type autoclave du vide et de la pression (±3 psi) dans la cavité du moule de presse sera automatisé à l'avenir.

Estampage thermoplastique (TP)

Les charges consolidées pour le canal en C -003 ont été envoyées à ATC Manufacturing pour l'estampage, dans lequel la charge est chauffée suffisamment au-dessus de la température de fusion pour assurer l'écoulement du polymère. Elle est ensuite transférée vers une presse à fermeture rapide pour former et refroidir la pièce rapidement. L'outil de formage dans la presse est maintenu à température constante, permettant des temps de cycle rapides en éliminant les rampes de montée et descente. La température de l'outil doit être entre la température de fusion et T_g pour développer le niveau requis de cristallinité de la matrice thermoplastique en peu de temps, tout en assurant que la pièce peut être démoulée sans déformation. Une série de charges avec thermocouples implantés a été utilisée pour valider le cycle thermique complet pour l'estampage du canal en C.

Des simulations de formage utilisant le logiciel Aniform (Enschede, Pays-Bas) ont montré que la charge en tissu PEEK hautement drapable posait encore un risque de gauchissement dans les zones de compression, à savoir l'aile intérieure (rayon plus petit). Ainsi, un système de tension (Fig. 5) comprenant une plaque de transfert et des pinces maintenait la charge en tension pendant la fermeture des outils métalliques assortis pour la former. Malgré cela, la face de l'aile en compression montrait encore du flambage car la fibre était poussée vers l'intérieur au rayon intérieur. « Les trois pistes du RAPM ont eu du mal à faire cette pièce », affirme Hahn. « Sa géométrie était extrême, et pas si indicative d'une pièce réelle, mais plutôt conçue pour repousser les limites de ce qu'on pouvait atteindre en formabilité. »

Les essais de développement de fabrication ont conduit à des pièces de défi et transition incluant plusieurs versions du panneau d'accès TP-RAPM-008, la nervure TP-RAPM-013 avec décalés sur les ailes et une étude de ballonnet utilisant trois géométries différentes du panneau TP-RAPM-017 (Fig. 2). Boeing St. Louis a produit toutes ces pièces sauf la nervure TP-RAPM-013, produite par ATC. « Même si cette pièce était faite avec du ruban UD, qui est généralement plus difficile à former que le tissu, nous avons pu former ces pièces très bien », déclare Trevor McCrae, directeur R&D d'ATC Manufacturing. Dans l'ensemble, les essais de formage TP ont montré que l'estampage peut produire des géométries complexes qui ne seraient pas possibles avec le moulage par compression conventionnel.

Apprendre à réduire les coûts vs aluminium

Le RAPM a démontré une capacité de formage novatrice dans les trois pistes et amassé de nombreuses leçons apprises, allant de la façon de positionner les renforts locaux pour prévenir le glissement pendant le moulage par compression aux directives pour la géométrie des pièces afin de maximiser la qualité et minimiser le coût d'outillage. « Comprendre les effets des caractéristiques hors-plan, du rapport rayon/épaisseur et de la distance entre les détails géométriques devient crucial quand on passe aux petites pièces », observe Hahn. « Standardiser des caractéristiques telles que les rayons, courbures et angles d'ailes peut aider à atténuer les facteurs de coût, par exemple en réduisant les coûts d'outillage, le nombre d'essais de formage pendant le développement et le besoin de scans multiples lors des END (essais non destructifs) en permettant un sabot AUSS standard pour une famille de pièces. »

Un autre facteur de coût souligné par le RAPM était l'étape de pré-consolidation chronophage lors du moulage par compression de préimprégnés thermodurcissables. « Les préimprégnés à faible gonflement et à teneur en résine plus élevée élargissent la fenêtre de procédé et augmentent la répétabilité pour des pièces de haute qualité », explique Hahn. « Solvay a développé un « film transformateur » breveté qui peut être appliqué sur des préimprégnés à imprégnation inférieure avant le moulage par compression comme méthode pour garantir une pression hydrostatique dans la cavité du moule pendant la consolidation. »

Bien que le RAPM ne se termine officiellement qu'à l'automne 2020, suivi de résultats publiés supplémentaires, les conclusions jusqu'à présent pour des pièces sélectionnées, basées sur de vrais programmes de défense, montrent que les composites peuvent concurrencer l'aluminium usiné (Fig. 6). Bien que les pièces sélectionnées en infusion de résine et TP réduisent les coûts récurrents — par exemple, matériaux, temps machine, etc. calculés sur le total des pièces par famille en supposant l'infrastructure non-récurrente en place — l'assemblage wave TS-RAPM-012 montre en fait une augmentation de 7 % vs l'aluminium usiné. Cependant, il atteint les économies de poids souhaitées et à une prime qui se situe en fait dans la marge imposée par Hendrix : « Personne ne paiera 2X pour les économies de poids qu'offrent les composites ; ils doivent coûter dans les 10 % de l'aluminium. » Il concède toutefois : « Il reste des problèmes de temps et coûts non-récurrents à résoudre, comme l'outillage et le développement requis pour former la forme avec succès. »

Élargir les options

Bien que l'infusion de résine l'emporte pour les grandes pièces, dit Hahn, l'estampage TS et TP semblent très bons pour les petites pièces. « Le coût initial d'outillage pour l'infusion de résine est difficile à surmonter à moins que les pièces métalliques ne soient très complexes, nécessitant beaucoup d'usinage », explique-t-elle.

« Les thermoplastiques semblent bons pour les gros volumes, mais un sous-traitant pour un programme donné pourrait ne pas être équipé pour faire des thermoplastiques. Cependant, l'estampage thermodurcissable pourrait être une très bonne option, même pour des pièces de rechange à faible volume. Comme les applications de défense sont si variées, il est important d'avoir plus d'un matériau et procédé dans une discussion de compromis. » Hahn note que le RAPM a ouvert de nouveaux matériaux et prouvé que les matériaux aérospatiaux peuvent fonctionner dans des procédés de type automobile. « Nous avons aussi fait entrer de nouveaux fabricants. »

Hendrix est d'accord que l'échange de fabrication aérospatiale/automobile du RAPM était bénéfique. De plus, il a été impressionné par la capacité de Solvay et SGL à former des formes complexes sans distorsion de fibres ni autres défauts. « Ce qu'il faut pour faire des pièces auto esthétiques a en fait des avantages », concède-t-il. « On ne peut pas avoir de plis ou de mauvaise finition de surface ; ils doivent être parfaits. Mais il a quand même fallu de multiples essais et un développement significatif pour qu'ils forment les pièces RAPM. Je ne suis pas sûr que les programmes de défense voudront investir dans cet ingénierie non-récurrente s'ils traitent de petites quantités. L'économie sera au cas par cas, mais l'outillage et le développement restent des problèmes à résoudre. » Hahn ajoute : « Nous publions les leçons apprises, permettant des études de compromis plus éclairées avec des options élargies et établissant une base raisonnablement ouverte pour la discussion industrielle. » CW continuera cette discussion avec une mise à jour une fois le RAPM terminé plus tard cette année.