FR2940360A1 - Acoustic attenuation panel for ducted-fan turbine engine of aircraft, has porous material utilized as acoustic absorption material and attached to structuring skin, and stiffeners fixed on skin, where resistive layer is added on stiffeners - Google Patents
Acoustic attenuation panel for ducted-fan turbine engine of aircraft, has porous material utilized as acoustic absorption material and attached to structuring skin, and stiffeners fixed on skin, where resistive layer is added on stiffeners Download PDFInfo
- Publication number
- FR2940360A1 FR2940360A1 FR0807351A FR0807351A FR2940360A1 FR 2940360 A1 FR2940360 A1 FR 2940360A1 FR 0807351 A FR0807351 A FR 0807351A FR 0807351 A FR0807351 A FR 0807351A FR 2940360 A1 FR2940360 A1 FR 2940360A1
- Authority
- FR
- France
- Prior art keywords
- panel
- porous material
- fixed
- skin
- stiffeners
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Granted
Links
- 239000011148 porous material Substances 0.000 title claims abstract description 89
- 239000000463 material Substances 0.000 title claims abstract description 35
- 239000003351 stiffener Substances 0.000 title claims abstract description 21
- 238000010521 absorption reaction Methods 0.000 title claims abstract description 9
- 239000006260 foam Substances 0.000 claims abstract description 25
- 239000000919 ceramic Substances 0.000 claims abstract description 9
- 239000011153 ceramic matrix composite Substances 0.000 claims abstract description 5
- 239000002131 composite material Substances 0.000 claims abstract description 5
- 229910001092 metal group alloy Inorganic materials 0.000 claims abstract description 5
- VNWKTOKETHGBQD-UHFFFAOYSA-N methane Chemical compound C VNWKTOKETHGBQD-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims abstract description 5
- 239000007769 metal material Substances 0.000 claims abstract description 4
- 239000011156 metal matrix composite Substances 0.000 claims abstract description 4
- 229910010293 ceramic material Inorganic materials 0.000 claims abstract 3
- 238000005192 partition Methods 0.000 claims description 13
- 238000011144 upstream manufacturing Methods 0.000 claims description 8
- 229920000642 polymer Polymers 0.000 claims description 2
- -1 felts Substances 0.000 claims 1
- 239000002861 polymer material Substances 0.000 abstract 1
- 229910052751 metal Inorganic materials 0.000 description 7
- 239000002184 metal Substances 0.000 description 6
- 239000007789 gas Substances 0.000 description 5
- PXHVJJICTQNCMI-UHFFFAOYSA-N Nickel Chemical compound [Ni] PXHVJJICTQNCMI-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 4
- 238000005219 brazing Methods 0.000 description 4
- 230000008901 benefit Effects 0.000 description 3
- 229910000838 Al alloy Inorganic materials 0.000 description 2
- 229910052799 carbon Inorganic materials 0.000 description 2
- 230000005284 excitation Effects 0.000 description 2
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 description 2
- 229910052759 nickel Inorganic materials 0.000 description 2
- 239000004033 plastic Substances 0.000 description 2
- 229920003023 plastic Polymers 0.000 description 2
- 238000010257 thawing Methods 0.000 description 2
- OKTJSMMVPCPJKN-UHFFFAOYSA-N Carbon Chemical compound [C] OKTJSMMVPCPJKN-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 229920000049 Carbon (fiber) Polymers 0.000 description 1
- VYZAMTAEIAYCRO-UHFFFAOYSA-N Chromium Chemical compound [Cr] VYZAMTAEIAYCRO-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- RYGMFSIKBFXOCR-UHFFFAOYSA-N Copper Chemical compound [Cu] RYGMFSIKBFXOCR-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 229910018487 Ni—Cr Inorganic materials 0.000 description 1
- 238000004026 adhesive bonding Methods 0.000 description 1
- 229910045601 alloy Inorganic materials 0.000 description 1
- 239000000956 alloy Substances 0.000 description 1
- JRBRVDCKNXZZGH-UHFFFAOYSA-N alumane;copper Chemical compound [AlH3].[Cu] JRBRVDCKNXZZGH-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 229910052782 aluminium Inorganic materials 0.000 description 1
- XAGFODPZIPBFFR-UHFFFAOYSA-N aluminium Chemical compound [Al] XAGFODPZIPBFFR-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 239000010953 base metal Substances 0.000 description 1
- 239000011324 bead Substances 0.000 description 1
- 235000008429 bread Nutrition 0.000 description 1
- 239000004917 carbon fiber Substances 0.000 description 1
- 230000001413 cellular effect Effects 0.000 description 1
- VNNRSPGTAMTISX-UHFFFAOYSA-N chromium nickel Chemical compound [Cr].[Ni] VNNRSPGTAMTISX-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 description 1
- 230000006835 compression Effects 0.000 description 1
- 238000007906 compression Methods 0.000 description 1
- 229910052802 copper Inorganic materials 0.000 description 1
- 239000010949 copper Substances 0.000 description 1
- 230000006378 damage Effects 0.000 description 1
- 238000009826 distribution Methods 0.000 description 1
- 230000003628 erosive effect Effects 0.000 description 1
- 239000000945 filler Substances 0.000 description 1
- 238000005304 joining Methods 0.000 description 1
- 230000000670 limiting effect Effects 0.000 description 1
- 238000012423 maintenance Methods 0.000 description 1
- 230000008018 melting Effects 0.000 description 1
- 238000002844 melting Methods 0.000 description 1
- 239000006262 metallic foam Substances 0.000 description 1
- 230000036961 partial effect Effects 0.000 description 1
- 229920007790 polymethacrylimide foam Polymers 0.000 description 1
- 230000009993 protective function Effects 0.000 description 1
- 230000002829 reductive effect Effects 0.000 description 1
- 239000007787 solid Substances 0.000 description 1
- 238000003466 welding Methods 0.000 description 1
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
- F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
- F02C7/04—Air intakes for gas-turbine plants or jet-propulsion plants
- F02C7/045—Air intakes for gas-turbine plants or jet-propulsion plants having provisions for noise suppression
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
- F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
- F02C7/24—Heat or noise insulation
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02K—JET-PROPULSION PLANTS
- F02K1/00—Plants characterised by the form or arrangement of the jet pipe or nozzle; Jet pipes or nozzles peculiar thereto
- F02K1/78—Other construction of jet pipes
- F02K1/82—Jet pipe walls, e.g. liners
- F02K1/827—Sound absorbing structures or liners
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
- F05D2240/00—Components
- F05D2240/10—Stators
- F05D2240/14—Casings or housings protecting or supporting assemblies within
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
- F05D2260/00—Function
- F05D2260/96—Preventing, counteracting or reducing vibration or noise
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
- F05D2300/00—Materials; Properties thereof
- F05D2300/20—Oxide or non-oxide ceramics
- F05D2300/22—Non-oxide ceramics
- F05D2300/224—Carbon, e.g. graphite
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
- F05D2300/00—Materials; Properties thereof
- F05D2300/60—Properties or characteristics given to material by treatment or manufacturing
- F05D2300/612—Foam
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
- Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
- Y02T50/00—Aeronautics or air transport
- Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft
Abstract
Description
La présente invention se rapporte à un panneau d'atténuation acoustique pour nacelle de moteur d'aéronef, et à des éléments de nacelle équipés d'un tel panneau. L'utilisation de panneaux d'atténuation acoustique dans les 5 nacelles de moteurs d'aéronefs pour réduire les émissions de bruit des turboréacteurs, est connue de l'état de la technique. Ces panneaux d'atténuation acoustique présentent en général une structure sandwich comprenant une peau structurante, une structure alvéolaire du type nid d'abeille, et une couche résistive généralement formée par une 10 peau perforée. La réalisation de ces panneaux d'atténuation acoustique est coûteuse notamment du fait de la présence de la structure alvéolaire, et de la nécessité de fixer cette structure alvéolaire sur les peaux structurante et perforée. 15 La présente invention a ainsi notamment pour but de fournir un panneau d'atténuation acoustique d'une conception simplifiée par rapport à l'état de la technique, pouvant être fabriqué à moindre coût. On atteint ce but de l'invention avec un panneau d'atténuation acoustique pour nacelle de moteur d'aéronef comprenant une peau 20 structurante et, comme matériau d'absorption acoustique, un matériau poreux rapporté sur cette peau. Par matériau poreux , on entend, dans le cadre de la présente invention, un matériau ouvert (c'est-à-dire présentant de nombreuses cavités communicantes) se présentant sous forme de mousse, ou sous forme 25 expansée, ou sous forme de feutre, ou sous forme d'un agrégat d'éléments de petite taille tels que des billes. De par son caractère poreux, un tel matériau présente des bonnes propriétés d'atténuation acoustique. Un tel matériau, formé à partir de matières métalliques, polymères, 30 céramiques ou composites disponibles sur le marché, présente en général un prix de revient nettement inférieur à celui d'une structure alvéolaire, et sa mise en place sur la peau structurante est nettement plus simple. Dans certains cas, les panneaux d'atténuation acoustique doivent être conçus pour être installés en zone chaude de nacelle de turboréacteur 35 d'aéronef, et notamment dans la partie aval de cette nacelle par laquelle sont expulsés des gaz d'échappement dont la température est typiquement supérieure à 600 °C. L'utilisation de panneaux d'atténuation acoustique dans cette zone d'échappement permet de réduire sensiblement les émissions sonores situées 5 dans la plage des hautes fréquences. Pour ces applications particulières à haute température, on utilise en général des panneaux d'atténuation acoustique dont la peau structurante est formée par une tôle métallique, la structure alvéolaire est métallique, et la couche résistive est une tôle métallique perforée. 10 La structure alvéolaire métallique est reliée par brasage (c'est-à-dire par assemblage de deux matériaux à l'aide d'un métal d'apport ayant une température de fusion inférieure à celle du métal de base) à la tôle métallique structurante et à la tôle métallique perforée. L'utilisation d'alliages métalliques pour l'ensemble des éléments 15 formant cette structure sandwich, et la mise en oeuvre d'un brasage pour les relier entre eux, sont particulièrement coûteuses. De plus, le panneau obtenu à partir de l'ensemble de ces éléments métalliques est relativement lourd. La présente invention a donc aussi pour but plus particulier de 20 fournir un panneau d'atténuation acoustique adapté pour être installé en zone chaude de nacelle, qui soit moins coûteux et lourd que ceux de la technique antérieure. On atteint ce but plus particulier de l'invention avec un panneau acoustique du type susmentionné, remarquable en ce que ledit matériau 25 poreux est sélectionné dans le groupe comprenant les matériaux résistant à des températures allant jusqu'à 200°C, les matériaux résistant à des températures allant jusqu'à 400°C, les matériaux résistant à des températures allant jusqu'à 600°C, et les matériaux résistant à des températures allant jusqu'à 800°C. 30 Selon les applications prévues en zone chaude, le matériau poreux pourra présenter une plus ou moins grande conductivité de la chaleur. Dans le cas particulier où ce panneau est destiné à équiper la lèvre d'entrée d'air d'une structure d'entrée d'air à dégivrage pneumatique, le matériau poreux sera choisi de manière à résister à une température maximale 35 de l'ordre de 400°C, et à présenter une forte conductivité de la chaleur. The present invention relates to an acoustic attenuation panel for an aircraft engine nacelle, and to nacelle elements equipped with such a panel. The use of acoustic attenuation panels in the nacelles of aircraft engines to reduce the noise emissions of jet engines is known from the state of the art. These acoustic attenuation panels generally have a sandwich structure comprising a structuring skin, a honeycomb honeycomb structure, and a resistive layer generally formed by a perforated skin. The realization of these sound attenuation panels is expensive especially because of the presence of the honeycomb structure, and the need to fix this honeycomb structure on the structuring skin and perforated. The present invention is thus particularly intended to provide an acoustic attenuation panel with a simplified design compared to the state of the art, which can be manufactured cheaply. This object of the invention is achieved with an acoustic attenuation panel for an aircraft engine nacelle comprising a structuring skin and, as sound absorption material, a porous material attached to this skin. By porous material is meant, in the context of the present invention, an open material (that is to say having many communicating cavities) in the form of foam, or in expanded form, or in the form of felt or in the form of an aggregate of small elements such as balls. Due to its porous nature, such a material has good acoustic attenuation properties. Such a material, formed from metallic materials, polymers, ceramics or composites available on the market, generally has a cost substantially lower than that of a honeycomb structure, and its establishment on the structuring skin is clearly simpler. In some cases, the acoustic attenuation panels must be designed to be installed in the hot zone of the aircraft turbojet engine nacelle, and in particular in the downstream part of this nacelle through which expulsion of exhaust gases whose temperature is typically greater than 600 ° C. The use of acoustic attenuation panels in this exhaust zone substantially reduces noise emissions in the high frequency range. For these particular high-temperature applications, acoustic attenuation panels are generally used, the structuring skin of which is formed by a metal sheet, the honeycomb structure is metallic, and the resistive layer is a perforated metal sheet. The cellular honeycomb structure is soldered (i.e., by joining two materials with a filler metal having a lower melting temperature than the base metal) to the metal sheet. structure and perforated metal sheet. The use of metal alloys for all the elements 15 forming this sandwich structure, and the implementation of brazing to connect them, are particularly expensive. In addition, the panel obtained from all these metal elements is relatively heavy. The present invention therefore also has the more particular object of providing an acoustic attenuation panel adapted to be installed in hot nacelle zone, which is less expensive and heavy than those of the prior art. This more particular object of the invention is achieved with an acoustic panel of the aforementioned type, characterized in that said porous material is selected from the group consisting of materials resistant to temperatures up to 200 ° C, materials resistant to temperatures up to 400 ° C, materials resistant to temperatures up to 600 ° C, and materials resistant to temperatures up to 800 ° C. Depending on the applications provided in the hot zone, the porous material may have a greater or lesser heat conductivity. In the particular case where this panel is intended to equip the air inlet lip of a pneumatic defrosting air inlet structure, the porous material will be chosen so as to withstand a maximum temperature of 35%. order of 400 ° C, and to exhibit a high conductivity of heat.
La matière formant un tel matériau poreux destiné à une zone chaude pourra être choisie dans le groupe comprenant les mousses en matières métalliques, et notamment les mousses à base d'alliages d'aluminium et/ou de cuivre et/ou de nickel et/ou de chrome, ou les mousses en carbone. The material forming such a porous material for a hot zone may be chosen from the group comprising foams made of metallic materials, and in particular foams based on aluminum alloys and / or copper and / or nickel and / or of chrome, or carbon foams.
Suivant d'autres caractéristiques optionnelles du panneau d'atténuation acoustique selon l'invention : - ledit matériau poreux est collé à ladite peau structurante : il s'agit là d'un moyen très simple de fixation du matériau poreux sur la peau structurante ; - ladite peau structurante comporte des perforations : cet agencement est adapté lorsqu'on souhaite que la peau structurante soit disposée du côté du flux des gaz d'échappement ; - des raidisseurs sont fixés sur ladite peau structurante : ces raidisseurs permettent de donner au panneau une rigidité comparable à celle qui est procurée pas la structure alvéolaire des panneaux de la technique antérieure ; - une couche résistive est rapportée) sur les raidisseurs : cette couche résistive permet notamment de protéger le matériau poreux vis-à-vis des impacts ; - cette couche résistive est formée par un grillage ou par une peau perforée, ou par une combinaison de ces deux éléments ; - ladite peau structurante et/ou lesdits raidisseurs et/ou ladite peau perforée et/ou ladite couche résistive sont formés dans des matériaux choisis dans le groupe comprenant les alliages métalliques, les céramiques, les composites à matrice métallique, les composites à matrice céramique : le choix de ces matériaux est lié aux contraintes de poids et de température et aux sollicitations mécaniques auxquelles doivent être soumis les panneaux acoustiques. La présente invention a également pour but plus particulier de fournir un panneau dont les caractéristiques répondent parfaitement aux conditions de température, de géométrie, de distribution fréquentielle et spatiale des émissions sonores, etc., dans lesquelles il va être utilisé (panneau sur mesure ). On atteint ce but plus particulier de l'invention avec un panneau 35 conforme à ce qui précède, dans lequel ledit matériau poreux comporte des cavités : la présence de ces cavités permet d'optimiser les caractéristiques de poids et d'absorption acoustique du panneau en fonction de sa destination. Suivant d'autres caractéristiques optionnelles de ce panneau optimisé, permettant de l'adapter parfaitement en fonction de sa destination : - au moins une partie desdites cavités sont traversantes ; - au moins une partie desdites cavités sont borgnes ; - au moins une partie desdites cavités présentent des parois orientées de manière sensiblement perpendiculaire au plan moyen dudit panneau; - au moins une partie desdites cavités présentent des parois inclinées par rapport au plan moyen dudit panneau ; - ledit matériau poreux est formé d'une superposition de couches de matériaux poreux de caractéristiques différentes, dans la direction de l'épaisseur du panneau ; - ledit matériau poreux est formé d'une juxtaposition de pains de matériaux poreux de caractéristiques différentes, dans la direction parallèle au plan moyen du panneau. La présente invention se rapporte également à une structure d'entrée d'air de nacelle de turboréacteur d'aéronef, remarquable en ce qu'elle comporte une lèvre d'entrée d'air munie d'au moins un premier panneau d'atténuation acoustique conforme à ce qui précède. Suivant des caractéristiques optionnelles de cette structure d'entrée d'air : - cette structure d'entrée d'air comprend un compartiment de dégivrage pneumatique délimité notamment par ladite lèvre et par une cloison interne, et ledit premier panneau d'atténuation acoustique est du type comprenant un matériau poreux à cellules ouvertes, apte à résister à une température pouvant aller jusqu'à 400°C et présentant une forte conductivité de la chaleur ; - ledit premier panneau d'atténuation acoustique est fixé à l'intérieur de ladite lèvre d'entrée d'air par une tôle de maintien amont et par une tôle de maintien aval, et ladite cloison interne est fixée sur ladite tôle de maintien aval, de préférence par rivetage ; - ladite structure d'entrée d'air comprend un deuxième panneau 35 d'atténuation acoustique fixé à l'intérieur de ladite lèvre d'entrée d'air en aval de ladite cloison interne, séparé dudit premier panneau par un joint en matériau poreux à cellules ouvertes apte à résister à une température pouvant aller jusqu'à 400 °C et présentant une faible conductivité de la chaleur ; - ledit deuxième panneau d'atténuation acoustique est choisi dans le groupe comprenant un panneau à matériau poreux et à cellules ouvertes 5 conforme à ce qui précède, apte à résister à une température pouvant aller jusqu'à 120°C, et un panneau à structure en nid d'abeille ; - ledit premier panneau, ledit joint en matériau poreux et ledit deuxième panneau sont recouverts d'une tôle commune sur laquelle ladite cloison interne est fixée, de préférence par rivetage ; 10 - ladite structure d'entrée d'air est du type dans lequel la lèvre d'entrée d'air forme un ensemble monobloc avec la paroi externe de la structure d'entrée d'air, cet ensemble monobloc étant apte à coulisser par rapport au carter de soufflante du turboréacteur, tel que décrit par exemple dans le document FR 2 906 568 ; 15 - ladite structure d'entrée d'air comprend des organes de centrage fixés sur ladite tôle commune. La présente invention se rapporte également à une structure interne fixe de nacelle de turboréacteur d'aéronef, remarquable en ce qu'elle comporte au moins un panneau d'atténuation acoustique conforme à ce qui précède. 20 Suivant des caractéristiques optionnelles de cette structure interne fixe : - ledit panneau d'atténuation acoustique est situé au moins en partie dans la zone de ladite structure interne fixe destinée à être soumise à de fortes températures engendrées par ledit turboréacteur, et le matériau poreux de ce panneau est du type à cellules ouvertes et est apte à résister à une 25 température pouvant aller jusqu'à 800°C et présente une forte conductivité de la chaleur ; - ledit matériau poreux se trouve sur la face interne de ladite structure interne fixe, cette dernière étant munie de perforations sur au moins une partie de sa surface recouvrant ledit matériau poreux ; 30 - ledit matériau poreux est maintenu par des retours formés dans ladite structure interne fixe ; - ledit matériau poreux se trouve sur la face externe de ladite structure interne fixe, à l'intérieur d'une zone en retrait formée à l'intérieur de cette structure ; 35 - ledit matériau poreux est recouvert, au moins dans la partie amont, par une couche résistive perforée ; - ladite couche résistive est formée dans le même matériau que celui de la structure interne fixe. La présente invention se rapporte également à une nacelle de moteur d'aéronef, remarquable en ce qu'elle est équipée d'au moins un 5 panneau d'atténuation acoustique conforme à ce qui précède. D'autres caractéristiques et avantages de la présente invention apparaîtront à la lumière de la description qui va suivre, et à l'examen des figures ci-annexées, où : - la figure 1 représente de manière schématique et en coupe, un 10 mode de réalisation d'un panneau acoustique selon l'invention, et - les figures 2 à 5 représentent des variantes optimisées du panneau acoustique de la figure 1 ; - les figures 6 et 7 représentent, en vue en coupe longitudinale 15 schématique, deux variantes d'une entrée d'air de nacelle incorporant au moins un panneau d'atténuation acoustique selon l'invention ; - la figure 8 représente, en vue en coupe longitudinale schématique, une nacelle de la technique antérieure, 20 renfermant un turboréacteur classique à double flux, et - les figures 9 à 13 représentent, en vue partielle et en coupe, différentes variantes d'une structure interne fixe de nacelle, équipée d'au moins un panneau d'atténuation acoustique selon l'invention. 25 Sur l'ensemble de ces figures, des références analogues ou identiques désignent des organes ou ensemble d'organes analogues ou identiques. Comme on peut le voir sur la figure 1, un panneau acoustique selon l'invention comporte, du côté opposé à l'origine de l'excitation sonore, 30 une peau structurante 1, formée dans une tôle. Sur cette peau structurante 1 sont rapportés une pluralité de raidisseurs 3, pouvant être formés par exemple par des longerons présentant une section en i, disposés parallèlement les uns aux autres. Entre ces raidisseurs 3 est disposé un matériau poreux 5 c'est-à-35 dire un matériau présentant une structure ouverte, c'est-à-dire des cellules ouvertes, apte à absorber l'énergie des ondes acoustiques. According to other optional features of the acoustic attenuation panel according to the invention: said porous material is bonded to said structuring skin: this is a very simple means of fixing the porous material to the structuring skin; said structuring skin comprises perforations: this arrangement is suitable when it is desired that the structuring skin be disposed on the side of the flow of the exhaust gases; stiffeners are fixed on said structuring skin: these stiffeners make it possible to give the panel a rigidity comparable to that which is not provided by the honeycomb structure of the panels of the prior art; - A resistive layer is reported) on the stiffeners: this resistive layer allows in particular to protect the porous material vis-à-vis the impacts; - This resistive layer is formed by a mesh or a perforated skin, or a combination of these two elements; said structuring skin and / or said stiffeners and / or said perforated skin and / or said resistive layer are formed in materials selected from the group consisting of metal alloys, ceramics, metal matrix composites, ceramic matrix composites: the choice of these materials is related to the constraints of weight and temperature and the mechanical stresses to which the acoustic panels must be subjected. The present invention also has the particular object of providing a panel whose characteristics perfectly meet the temperature, geometry, frequency and frequency distribution of noise emissions, etc., in which it will be used (custom panel). This more particular object of the invention is achieved with a panel 35 in accordance with the foregoing, wherein said porous material comprises cavities: the presence of these cavities makes it possible to optimize the weight and acoustic absorption characteristics of the panel. according to its destination. According to other optional features of this optimized panel, allowing to adapt it perfectly depending on its destination: at least a portion of said cavities are through; at least a part of said cavities are blind; at least a portion of said cavities have walls oriented substantially perpendicularly to the mean plane of said panel; at least a portion of said cavities have walls inclined with respect to the mean plane of said panel; said porous material is formed of a superposition of layers of porous materials of different characteristics, in the direction of the thickness of the panel; said porous material is formed of a juxtaposition of porous material loaves of different characteristics, in the direction parallel to the mean plane of the panel. The present invention also relates to an aircraft turbojet engine nacelle air intake structure, remarkable in that it comprises an air intake lip provided with at least a first acoustic attenuation panel. consistent with the above. According to optional features of this air intake structure: this air intake structure comprises a pneumatic deicing compartment defined in particular by said lip and by an internal partition, and said first acoustic attenuation panel is type comprising a porous material with open cells, able to withstand a temperature of up to 400 ° C and having a high conductivity of heat; said first acoustic attenuation panel is fixed inside said air inlet lip by an upstream holding plate and a downstream holding plate, and said internal partition is fixed on said downstream holding plate, preferably by riveting; said air intake structure comprises a second acoustic attenuation panel fixed inside said air intake lip downstream of said internal partition, separated from said first panel by a seal made of porous material with open cells capable of withstanding a temperature of up to 400 ° C and having low heat conductivity; said second acoustic attenuation panel is chosen from the group comprising a porous material and open cell panel 5 in accordance with the foregoing, capable of withstanding a temperature of up to 120 ° C., and a structural panel honeycomb; said first panel, said seal made of porous material and said second panel are covered with a common sheet on which said internal partition is fixed, preferably by riveting; Said air inlet structure is of the type in which the air inlet lip forms a one-piece assembly with the external wall of the air inlet structure, this one-piece assembly being able to slide relative to the blower housing of the turbojet, as described for example in the document FR 2 906 568; Said air intake structure comprises centering members fixed on said common sheet. The present invention also relates to a fixed internal structure of an aircraft turbojet engine nacelle, remarkable in that it comprises at least one sound attenuation panel in accordance with the foregoing. According to optional features of this fixed internal structure: said acoustic attenuation panel is situated at least partly in the zone of said fixed internal structure intended to be subjected to high temperatures generated by said turbojet engine, and the porous material of this panel is of open cell type and is able to withstand a temperature of up to 800 ° C and has a high heat conductivity; - said porous material is on the inner face of said fixed inner structure, the latter being provided with perforations on at least a portion of its surface covering said porous material; Said porous material is held by returns formed in said fixed internal structure; said porous material is on the outer face of said fixed internal structure, inside a recessed zone formed inside this structure; Said porous material is covered, at least in the upstream part, with a perforated resistive layer; said resistive layer is formed in the same material as that of the fixed internal structure. The present invention also relates to an aircraft engine nacelle, remarkable in that it is equipped with at least one sound attenuation panel in accordance with the foregoing. Other characteristics and advantages of the present invention will emerge in the light of the description which follows, and on examining the appended figures, in which: FIG. 1 is a diagrammatic and sectional view of a production of an acoustic panel according to the invention, and - Figures 2 to 5 show optimized variants of the acoustic panel of Figure 1; - Figures 6 and 7 show, in schematic longitudinal sectional view, two variants of a nacelle air inlet incorporating at least one acoustic attenuation panel according to the invention; FIG. 8 is a schematic longitudinal sectional view of a nacelle of the prior art, containing a conventional turbofan engine, and FIGS. 9 to 13 show, in partial view and in section, various variants of a fixed internal nacelle structure, equipped with at least one acoustic attenuation panel according to the invention. In all of these figures, similar or identical references designate like or identical members or sets of members. As can be seen in FIG. 1, an acoustic panel according to the invention comprises, on the opposite side to the origin of the sound excitation, a structuring skin 1 formed in a sheet. On this structuring skin 1 are reported a plurality of stiffeners 3, which can be formed for example by longitudinal members having a section i, arranged parallel to each other. Between these stiffeners 3 is a porous material 5 that is to say a material having an open structure, that is to say open cells, able to absorb the energy of the acoustic waves.
Ce matériau poreux, qui peut se présenter sous forme de mousse, ou sous forme expansée, ou sous forme de feutre, ou sous forme d'un agrégat d'éléments de petite taille tels que des billes, peut être fixé par collage sur la peau structurantel. This porous material, which may be in the form of foam, or in expanded form, or in the form of felt, or in the form of an aggregate of small elements such as beads, may be fixed by sticking to the skin structurantel.
Une couche résistive 7, formée par une tôle perforée ou par un grillage, ou encore par une combinaison de ces deux éléments, peut être rapportée sur les raidisseurs 3, de manière à encapsuler le matériau poreux 5. Les raidisseurs 3 peuvent être fixés sur la peau structurante 1 par brasage ou rivetage. A resistive layer 7, formed by a perforated plate or a mesh, or by a combination of these two elements, can be attached to the stiffeners 3, so as to encapsulate the porous material 5. The stiffeners 3 can be fixed on the structuring skin 1 by brazing or riveting.
La couche résistive 7 peut être fixée sur les raidisseurs 3 par collage, brasage ou soudage. Comme indiqué précédemment, le matériau poreux 5 peut être formé à partir de matières métalliques, polymères, céramiques ou composites, disponibles sur le marché. The resistive layer 7 can be fixed on the stiffeners 3 by gluing, brazing or welding. As previously indicated, the porous material can be formed from commercially available metallic, polymeric, ceramic or composite materials.
On choisit le matériau poreux 5 en fonction des conditions d'utilisation du panneau acoustique. Le tableau ci-dessous donne, à titre d'exemple, différents types de mousses pouvant convenir en tant que matériau poreux pour différentes conditions d'utilisation du panneau acoustique : Caractéristiques Nature des mousses Exemples de mousses disponibles sur le marché Mousses résistant à des Mousses à base d'alliage RECEMAT - commercialisé températures relativement nickel-chrome û densité de par la société RECEMAT élevées (jusqu'à 600°C et au- 0,6 à 0,65 g/cm3 INTERNATIONAL, ou delà) mousses métalliques de la société FiberNide Mousse de carbone û peut résister au-delà de 600°C Mousse résistant à des Mousses à base d'aluminium Mousses de la société températures relativement û densité de 0,2 à 0,4 g/cm3 CYMAT faibles (jusqu'à 200°C) Mousse en ROHACELL - polymethacrylimide û densité commercialisé par la société de 0,05 g/cm3 EMKAY PLASTICS Mousses présentant une Mousses à base de nickel û conductivité thermique conductivité pouvant relativement élevée atteindre 9W / mK pour une porosité minimum de 90% Mousses à base d'alliage d'aluminium et de cuivre ù conductivité pouvant atteindre 10W / mK pour une porosité minimum de 65% Mousse de carbone ù conductivité pouvant atteindre 25W / mK pour une porosité minimum de 78% Mousses présentant une Mousse en céramique ù conductivité thermique conductivité allant de 0,01 à 1 relativement faible W / mK pour une densité allant de 0,02 à 0,4 g/cm3 Mousse en ROHACELL 31 polymethacrylimide ù commercialisé par la société conductivité de 0,031W /mK EMKAY PLASTICS pour une densité de 0,032 glcm3 Dans le cas particulier où le panneau d'atténuation acoustique est destiné à être installé dans des zones de haute température d'une nacelle d'aéronef (notamment dans la zone d'expulsion des gaz d'échappement du turboréacteur), on prévoit que le matériau poreux 5 est formé dans une matière pouvant résister à des températures pouvant aller jusqu'à 800°C : de la mousse de carbone pourra par exemple convenir. Concernant les matériaux utilisés pour les autres éléments du panneau d'atténuation acoustique, à savoir la peau structurante 1, les raidisseurs 3 et la couche résistive 7, le choix sera effectué en fonction des contraintes de poids, de température et de sollicitation mécanique. Comme indiqué précédemment, ces matériaux pourront être choisis parmi des alliages métalliques, les céramiques, les composites à matrice métallique (CMM) et les composites à matrice céramique (CMC). The porous material is chosen according to the conditions of use of the acoustic panel. The table below gives, by way of example, different types of foam that may be suitable as a porous material for different conditions of use of the acoustic panel: Characteristics Nature of foams Examples of foams available on the market Foams resistant to foams RECEMAT-based alloys - marketed relatively high nickel-chromium temperatures - by the high RECEMAT company (up to 600 ° C and at-0.6 to 0.65 g / cm3 INTERNATIONAL, or beyond) metal foams from the FiberNide Company Carbon Foam - Can Withstand Above 600 ° C Foam Resistant to Aluminum Foams Company Foams Relatively Low Temperature Densities of 0.2 to 0.4 g / cm3 CYMAT Low (up to 200 ° C) ROHACELL foam - polymethacrylimide-density marketed by the company of 0.05 g / cm3 EMKAY PLASTICS Foams with a nickel-based foams - thermal conductivity 9W / mK for a minimum porosity of 90% Copper-aluminum alloy foams up to 10W / mK for a minimum porosity of 65% Conductivity carbon foam up to 25W / mK a porosity of at least 78% Foams having a ceramic foam with thermal conductivity conductivity ranging from 0.01 to 1 relatively low W / mK for a density ranging from 0.02 to 0.4 g / cm3 ROHACELL 31 polymethacrylimide foam marketed by the company conductivity of 0.031W / mK EMKAY PLASTICS for a density of 0.032 glcm3 In the particular case where the acoustic attenuation panel is intended to be installed in high temperature areas of an aircraft nacelle (in particular in the exhaust gas expulsion zone of the turbojet), it is expected that the porous material 5 is formed in a material capable of withstanding temperatures up to 800 ° C: carbon foam may for example be suitable. Regarding the materials used for the other elements of the acoustic attenuation panel, namely the structuring skin 1, the stiffeners 3 and the resistive layer 7, the choice will be made according to the constraints of weight, temperature and mechanical stress. As indicated above, these materials may be selected from metal alloys, ceramics, metal matrix composites (CMMs) and ceramic matrix composites (CMCs).
Le mode de fonctionnement des avantages du panneau d'atténuation acoustique qui vient d'être décrit résultent directement des explications qui précèdent. La peau structurante 1 est fixée contre une paroi d'un élément de 5 nacelle, telle qu'une tuyère d'éjection des gaz d'échappement. La couche résistive 7 se trouve de la sorte exposée à l'excitation sonore dont on cherche à réduire l'intensité. Les ondes acoustiques émises par cette source sonore traversent la couche résistive 7 et pénètrent à l'intérieur des cavités du matériau poreux 5, 10 ce qui entraîne la réduction de l'énergie de ces ondes acoustiques. Plusieurs panneaux analogues à celui représenté sur la figure ci-jointe peuvent être assemblés bord à bord de manière à recouvrir la surface souhaitée. On comprend que la mise en oeuvre du matériau poreux 5 entre les 15 peaux structurantes 1 et perforée 7, est nettement plus simple et donc moins coûteuse que la mise en oeuvre d'une structure alvéolaire. Ceci est particulièrement vrai dans le cas d'un panneau d'atténuation acoustique destiné à être employé dans une zone de haute température : là où il fallait utiliser une structure alvéolaire métallique fixée par 20 brasage sur une peau structurante et une couche résistive métallique, une simple mise en place du matériau poreux 5 entre ces deux peaux permet d'atteindre le résultat souhaité. On notera de plus que l'utilisation d'un matériau poreux 5 qui se trouve couramment sur le marché, permet en soi de réduire les coûts de 25 fabrication par rapport à l'utilisation d'une structure alvéolaire du type nid d'abeilles. On notera également que le recours à un matériau poreux permet en général d'obtenir une réduction substantielle du poids par rapport à l'utilisation d'une structure alvéolaire, notamment lorsque cette dernière est 30 métallique pour les applications à haute température. Bien entendu, l'invention n'est nullement limitée au mode de réalisation qui vient d'être décrit. C'est ainsi par exemple que l'on pourrait envisager une structure extrêmement simplifiée, ne comprenant ni raidisseurs 3 ni couche résistive 7 : 35 une telle structure serait donc formée uniquement par le collage d'une couche de matériau poreux 5 sur la peau structurante 1, comme cela est représenté sur la figure Ibis. On pourrait envisager la peau structurante 1 soit placée du côté du flux F des gaz d'échappement, auquel cas cette peau comporterait des 5 perforations 8 permettant l'absorption acoustique, comme cela est représenté sur la figure 1 ter. Dans un autre monde de réalisation simplifiée, on pourrait prévoir la présence de raidisseurs 3 sans couche résistive 7 : une telle structure serait donc formée uniquement par la peau structurante 1 sur laquelle seraient 10 rapportés les raidisseurs 3 et entre lesquels seraient disposées des bandes de matériau poreux 5 fixées par collage sur la peau 1. On notera toutefois que ces structures simplifiées ne bénéficieraient pas de la fonction de protection vis-à-vis des impacts mécaniques, procurée par la couche résistive 7. 15 C'est ainsi également que l'on peut envisager que le matériau poreux 5 ne soit pas homogène, mais présente au contraire des zones de caractéristiques d'absorption acoustique différentes. Ces différentes zones peuvent être des zones d'absence de matériau poreux (cavités), et/ou des zones de matériaux poreux de natures 20 différentes (différentes densités de mousses). Une telle hétérogénéité du matériau poreux 5 peut être obtenue par superpositions de couches de matériaux poreux différents dans l'épaisseur du panneau, et/ou par juxtaposition de pains de matériaux poreux selon la direction du plan moyen du panneau. 25 Une telle hétérogénéité du matériau poreux 5 permet de réaliser un panneau d'absorption acoustique sur mesure, c'est-à-dire parfaitement adapté aux conditions (géométrie, température, nature des émissions sonores, contraintes de poids...) dans lesquelles il est destiné à être utilisé. A titre d'exemple non limitatif, on a représenté sur les figures 2 à 5 30 différentes variantes envisagées de panneau à couche de matériau poreux hétérogène. Dans l'exemple de la figure 2, la couche de matériau poreux 5 est munie de cavités 9 traversantes, les parois 11 de ces cavités étant sensiblement perpendiculaires au plan moyen M du panneau acoustique. The mode of operation of the benefits of the sound attenuation panel just described result directly from the foregoing explanations. The structural skin 1 is fixed against a wall of a nacelle element, such as an exhaust gas ejection nozzle. The resistive layer 7 is in this way exposed to the sound excitation whose intensity is to be reduced. The acoustic waves emitted by this sound source pass through the resistive layer 7 and penetrate inside the cavities of the porous material 5, 10 which causes the reduction of the energy of these acoustic waves. Several panels similar to the one shown in the attached figure may be joined edge to edge to cover the desired surface. It is understood that the implementation of the porous material 5 between the structuring skins 1 and perforated 7, is much simpler and therefore less expensive than the implementation of a honeycomb structure. This is particularly true in the case of an acoustic attenuation panel intended to be used in a high temperature zone: where it was necessary to use a metal honeycomb structure fixed by brazing on a structuring skin and a metallic resistive layer, a simply placing the porous material between these two skins makes it possible to achieve the desired result. It should further be noted that the use of a porous material which is commonly available on the market, in itself reduces the manufacturing costs compared with the use of honeycomb honeycomb structure. It should also be noted that the use of a porous material generally makes it possible to obtain a substantial reduction in weight compared to the use of a honeycomb structure, especially when the latter is metallic for high temperature applications. Of course, the invention is not limited to the embodiment just described. For example, it is possible to envisage an extremely simplified structure, comprising neither stiffeners 3 nor resistive layer 7: 35 such a structure would therefore be formed solely by bonding a layer of porous material 5 to the structuring skin. 1, as shown in FIG. It would be possible to envisage the structuring skin 1 being placed on the side of the flow F of the exhaust gases, in which case this skin would comprise perforations 8 allowing acoustic absorption, as represented in FIG. 1 ter. In another simplified embodiment world, provision could be made for the presence of stiffeners 3 without resistive layer 7: such a structure would therefore be formed solely by the structuring skin 1 on which the stiffeners 3 and between which strips of material would be disposed. However, it should be noted that these simplified structures do not benefit from the protective function with respect to mechanical impacts, provided by the resistive layer 7. This is also the case with it can be envisaged that the porous material 5 is not homogeneous, but on the contrary has zones of different acoustic absorption characteristics. These different zones may be zones of absence of porous material (cavities), and / or zones of porous materials of different types (different densities of foams). Such heterogeneity of the porous material 5 can be obtained by superposing layers of different porous materials in the thickness of the panel, and / or by juxtaposing loaves of porous materials in the direction of the average plane of the panel. Such a heterogeneity of the porous material makes it possible to produce a custom acoustic absorption panel, that is to say perfectly adapted to the conditions (geometry, temperature, nature of the noise emissions, weight constraints, etc.) in which it is intended to be used. By way of non-limiting example, FIGS. 2 to 5 show different variants envisaged of a layered panel of heterogeneous porous material. In the example of FIG. 2, the layer of porous material 5 is provided with through cavities 9, the walls 11 of these cavities being substantially perpendicular to the average plane M of the acoustic panel.
Ces cavités 9 peuvent être réalisées par perforation du matériau poreux 5, ou bien par disposition de pains de matériaux poreux à intervalles réguliers ou non. A noter que la forme de ces cavités 9 peut être quelconque : ces 5 cavités peuvent être cylindriques, parallélépipédiques, ou bien encore présenter une section évolutive dans l'épaisseur du panneau. Dans la variante de la figure 3, les parois 11 des cavités 9 sont inclinées par rapport au plan moyen M du panneau. Dans la variante de la figure 4, les cavités 9 sont borgnes, c'est-à- 10 dire qu'elles ne débouchent que d'un seul côté du panneau : du côté de la peau structurante 1 (cavités 9a) ou de la couche résistive 7 (cavités 9b, 9c). Dans la variante de la figure 5, la couche de matériau poreux 5 est en fait formée d'une superposition de couches de matériaux poreux 5a, 5b de caractéristiques différentes, dans la direction de l'épaisseur du panneau. 15 A noter que le nombre de couches superposées n'est pas limité, et que chaque couche peut elle-même être constituée de plusieurs densités de mousses, afin de réaliser un traitement distribué. Dans une variante particulière (non représentée), on peut envisager de placer une couche intermédiaire (pleine ou évidée) entre les deux 20 couches d'atténuation 5a, 5b, pour jouer le rôle de septum ou de cales afin de maîtriser le jeu de ces couches 5a, 5b avec respectivement la peau structurante 1 et la couche résistive 7. Deux exemples d'application de panneaux conformes à ce qui précède vont à présent être décrits. 25 Dans ces exemples, les panneaux sont placés dans des zones relativement chaudes : températures pouvant atteindre 400°C dans le premier exemple, et températures pouvant aller jusqu'à 800°C dans le second exemple. En se reportant à la figure 6, on peut voir une structure d'entrée d'air d'une nacelle de turboréacteur d'aéronef, correspondant à la zone VI de la 30 figure 8. Comme cela est connu en soi, une telle structure d'entrée d'air 13 comporte un panneau externe 15, c'est-à-dire situé à la périphérie extérieure de la nacelle, ainsi qu'une lèvre d'entrée d'air 17, formant le bord d'attaque de la nacelle, et situé dans le prolongement d'une partie interne annulaire 18, 35 souvent désignée par le terme virole , cette virole pouvant avoir des propriétés d'absorption acoustique. These cavities 9 may be made by perforation of the porous material 5, or by provision of breads of porous materials at regular intervals or not. It should be noted that the shape of these cavities 9 can be arbitrary: these cavities may be cylindrical, parallelepipedal, or may have an evolutive section in the thickness of the panel. In the variant of Figure 3, the walls 11 of the cavities 9 are inclined relative to the average plane M of the panel. In the variant of FIG. 4, the cavities 9 are blind, that is to say that they open only on one side of the panel: on the side of the structuring skin 1 (cavities 9a) or the resistive layer 7 (cavities 9b, 9c). In the variant of Figure 5, the layer of porous material 5 is in fact formed of a superposition of porous material layers 5a, 5b of different characteristics, in the direction of the thickness of the panel. It should be noted that the number of superposed layers is not limited, and that each layer may itself consist of several densities of foams in order to perform a distributed treatment. In a particular variant (not shown), it is conceivable to place an intermediate layer (solid or recessed) between the two attenuation layers 5a, 5b, to act as a septum or wedge in order to control the play of these layers 5a, 5b with respectively the structuring skin 1 and the resistive layer 7. Two examples of application of panels according to the above will now be described. In these examples, the panels are placed in relatively hot areas: temperatures up to 400 ° C in the first example, and temperatures up to 800 ° C in the second example. Referring to FIG. 6, one can see an air intake structure of an aircraft turbojet engine nacelle, corresponding to the zone VI of FIG. 8. As is known per se, such a structure air inlet 13 comprises an outer panel 15, that is to say located at the outer periphery of the nacelle, and an air inlet lip 17, forming the leading edge of the nacelle, and located in the extension of an annular inner portion 18, 35 often referred to as ferrule, this ferrule may have sound absorption properties.
En situation de fonctionnement, le flux d'air F longe la lèvre 17 et la virole 18 avant de passer à l'intérieur du moteur 19 (voir figure 8) disposé à l'intérieur de la nacelle. Dans ce qui suit, les termes amont et aval doivent 5 s'entendre par rapport au sens de circulation de l'air, tel qu'il est indiqué par la flèche F. La structure d'entrée d'air 13 peut être du type dans lequel la lèvre d'entrée d'air 17 et le panneau externe 15 forment un ensemble monobloc, apte à coulisser par rapport à la virole 18 lors des opérations de maintenance, 10 comme cela est enseigné par exemple dans le document FR 2 906 568: on parle couramment dans ce cas de structure LFC , c'est-à-dire Laminar Forward Cowl . On notera toutefois que l'invention n'est nullement limitée à ce type particulier de structure d'entrée d'air. 15 A l'intérieur de la lèvre d'entrée d'air 17 se trouve un collecteur d'air chaud 21 de forme sensiblement annulaire, alimenté par au moins un conduit d'alimentation d'air chaud 23 lui-même en relation avec les zones chaudes du moteur 19. L'air chaud distribué par le collecteur 21 à l'intérieur de la lèvre 20 d'entrée d'air 17 permet de réaliser le dégivrage de cette lèvre. Une cloison interne 25 permet de fermer le compartiment de dégivrage 26, et ainsi d'éviter que l'air chaud ne s'échappe dans d'autres zones de la structure d'entrée d'air. Dans le but de réduire les émissions sonores de la nacelle, on 25 équipe la lèvre d'entrée d'air 17 d'un panneau d'atténuation acoustique P conforme à ce qui précède. Plus précisément, la peau de la lèvre 17 forme la peau structurante 1 de ce panneau P, laquelle est munie de perforations 8. A l'intérieur de cette peau structurante 1 se trouve le matériau 30 poreux 5, fixé par une tôle de maintien amont 27 et par une tôle de maintien aval 29. La cloison interne 25 comporte un retour 31 qui est de préférence riveté à la tôle aval 29. A son autre extrémité 32, la cloison interne 25 est rivetée à 35 l'intérieur du panneau externe 15. In the operating situation, the air flow F runs along the lip 17 and the shell 18 before passing inside the engine 19 (see FIG. 8) disposed inside the nacelle. In the following, the terms upstream and downstream must be understood in relation to the direction of air flow, as indicated by the arrow F. The air intake structure 13 may be of the type wherein the air inlet lip 17 and the outer panel 15 form a one-piece assembly, slidable relative to the shell 18 during maintenance operations, as taught for example in FR 2 906 568 In this case, it is common to speak of CFL structure, that is to say Laminar Forward Cowl. Note however that the invention is not limited to this particular type of air intake structure. Inside the air inlet lip 17 there is a hot air collector 21 of substantially annular shape, fed by at least one hot air supply duct 23 itself in connection with the air ducts. hot zones of the engine 19. The hot air distributed by the manifold 21 inside the air inlet lip 17 makes it possible to defrost this lip. An internal partition 25 closes the defrost compartment 26, and thus prevent hot air from escaping into other areas of the air intake structure. In order to reduce noise emissions from the nacelle, the air intake lip 17 is equipped with an acoustic attenuation panel P in accordance with the foregoing. More specifically, the skin of the lip 17 forms the structuring skin 1 of this panel P, which is provided with perforations 8. Inside this structuring skin 1 is the porous material 5, fixed by an upstream retaining plate 27 and a downstream retaining plate 29. The inner partition 25 has a return 31 which is preferably riveted to the downstream plate 29. At its other end 32, the inner partition 25 is riveted to the inside of the outer panel 15 .
Etant données les températures élevées régnant à l'intérieur du compartiment de dégivrage, le matériau poreux du panneau d'atténuation acoustique P est choisi de manière à pouvoir résister à une température pouvant aller jusqu'à 400°C. Given the high temperatures prevailing inside the deicing compartment, the porous material of the acoustic attenuation panel P is selected so as to withstand a temperature of up to 400 ° C.
On veillera en outre à ce que ce matériau poreux présente une forte conductivité de la chaleur, de manière à permettre à la chaleur de l'air chaud situé à l'intérieur du compartiment de dégivrage 26 de rayonner jusqu' à la surface de la lèvre d'entrée d'air 17, permettant ainsi un dégivrage efficace. Dans la variante représentée à la figure 7, on retrouve un panneau P1 analogue au panneau P de la variante de la figure 6, en aval duquel se trouve un panneau P2 conforme à l'invention, et dont le matériau poreux 5 est choisi de manière à résister à une température pouvant aller jusqu'à 120°C. Entre ces deux panneaux P1 et P2 se trouve un joint de forme sensiblement annulaire 33, formé de préférence dans un matériau poreux apte à résister à des températures pouvant aller jusqu'à 400°C. Comme cela est visible sur la figure 7, le joint 33 et le panneau d'atténuation acoustique P2 sont situés en aval de la cloison interne 25. Plus précisément, une tôle 35 peut recouvrir la partie aval du panneau P1, le joint 33 et le panneau P2, le retour 31 de la cloison interne 25 étant fixé de préférence par rivetage sur la partie aval de la tôle 35. Dans le cas particulier où la structure d'entrée d'air 13 est du type LFC susmentionné, on peut prévoir des organes de centrage 37 fixés sur la tôle 35, permettant de centrer la structure d'entrée d'air 13 par rapport à la virole 18. Furthermore, it will be ensured that this porous material has a high heat conductivity so as to allow the heat of the hot air inside the deicing compartment 26 to radiate to the surface of the lip. air inlet 17, thus enabling effective defrosting. In the variant shown in Figure 7, there is a panel P1 similar to the panel P of the variant of Figure 6, downstream of which is a P2 panel according to the invention, and the porous material 5 is chosen so to withstand a temperature of up to 120 ° C. Between these two panels P1 and P2 is a substantially annular shaped seal 33, preferably formed of a porous material capable of withstanding temperatures up to 400 ° C. As can be seen in FIG. 7, the seal 33 and the acoustic attenuation panel P2 are situated downstream of the internal partition 25. More precisely, a sheet 35 may cover the downstream part of the panel P1, the seal 33 and the P2 panel, the return 31 of the inner partition 25 being fixed preferably by riveting on the downstream part of the sheet 35. In the particular case where the air inlet structure 13 is of the aforementioned type LFC, can be provided centering members 37 fixed to the sheet 35, for centering the air inlet structure 13 with respect to the shell 18.
Comme dans le cas de la figure 6, la peau de la lèvre d'entrée d'air 17 forme la peau structurante des panneaux P1 et P2, cette peau structurante étant munie de perforations 8. Bien entendu, on peut choisir des propriétés acoustiques différentes pour chacun des panneaux P1 et P2, et on peut former l'ensemble des panneaux P, P1, P2 selon les préceptes des modes de réalisation des figures 2 à 5 notamment (matériau poreux formé de la juxtaposition et/ou de la superposition de pains de mousse, munis éventuellement de cavités). Bien entendu, on pourra également envisager de remplacer le panneau d'atténuation acoustique P2 en matériau poreux conforme à l'invention par un panneau d'atténuation acoustique classique, du type comprenant une structure en nid d'abeille : la zone dans laquelle se trouve le panneau P2 étant nettement .moins chaude que la zone dans laquelle se trouve le panneau P1, le recours à un panneau d'atténuation acoustique classique est en effet possible. On notera également que l'on choisira de préférence, pour le joint 33, un matériau poreux présentant une faible conductivité de la chaleur, de manière à isoler correctement le panneau P2 par rapport au panneau P1 : une mousse en céramique pourrait par exemple convenir pour ce joint. On va à présent se reporter aux figures 8 à 13, sur lesquelles on a illustré un deuxième exemple d'application d'un panneau acoustique de l'invention. On a représenté sur la figure 8 une nacelle 39 de la technique antérieure, entourant un turboréacteur à double flux dont on voit notamment le moteur 19. Comme cela est connu en soi, la structure d'entrée d'air 13 de cette nacelle permet de capter un flux d'air F provenant de l'extérieur, lequel passe à l'intérieur de la soufflante du turboréacteur et se divise en un flux d'air froid FF circulant à la périphérie du moteur 19, et en un flux d'air chaud FC circulant à l'intérieur de ce moteur. Plus précisément, la veine de circulation du flux froid FF est délimitée d'une part par une structure extérieure 45 de la nacelle 39, et d'autre part par une structure interne fixe 47 (souvent désignée par IFS (pour Inner Fixed Structure ), laquelle réalise le carénage du moteur 19. Afin de réduire les émissions acoustiques inhérentes à la circulation de ce flux froid, on place classiquement des panneaux d'atténuation acoustiques 49 à la périphérie de la structure interne fixe 47. Ces panneaux acoustiques classiques 49 sont généralement du type à structure en nid d'abeille, et pour éviter leur destruction par la chaleur émise par le moteur 19, on utilise classiquement des matelas de protection thermique 50 que l'on place sur la face intérieure des panneaux acoustiques 49, c'est-à-dire sur la face de ces panneaux acoustiques qui est en regard du moteur 19. En effet, dans les zones Z1, Z2, Z3 représentées sur la figure 8, correspondant typiquement aux zones de compression, de combustion et de détente du moteur 19, les températures peuvent typiquement et respectivement être comprises entre 120 et 150°C, 150 et 400°C, et 400 et 800°C. As in the case of FIG. 6, the skin of the air intake lip 17 forms the structuring skin of the panels P1 and P2, this structuring skin being provided with perforations 8. Of course, it is possible to choose different acoustic properties. for each of the panels P1 and P2, and all the panels P, P1, P2 can be formed according to the precepts of the embodiments of FIGS. 2 to 5 in particular (porous material formed by the juxtaposition and / or superposition of loaves foam, possibly with cavities). Of course, it is also possible to envisage replacing the acoustic attenuation panel P2 made of porous material in accordance with the invention with a conventional acoustic attenuation panel, of the type comprising a honeycomb structure: the zone in which it is located the panel P2 is clearly less hot than the area in which the panel P1 is, the use of a conventional acoustic attenuation panel is indeed possible. It will also be noted that, for the seal 33, a porous material having a low heat conductivity is preferably chosen, so as to isolate the panel P2 correctly from the panel P1: a ceramic foam could, for example, be suitable for this seal. We will now refer to Figures 8 to 13, which illustrates a second example of application of an acoustic panel of the invention. FIG. 8 shows a nacelle 39 of the prior art, surrounding a turbofan engine including engine 19. As is known per se, the air intake structure 13 of this nacelle allows detecting an air flow F coming from the outside, which passes inside the turbojet fan and is divided into a cold air flow FF circulating on the periphery of the engine 19, and in an air flow Hot FC circulating inside this engine. More specifically, the circulation flow of the cold flow FF is delimited on the one hand by an outer structure 45 of the nacelle 39, and on the other hand by a fixed internal structure 47 (often referred to as IFS (for Inner Fixed Structure), which makes the fairing of the engine 19. In order to reduce the acoustic emissions inherent in the circulation of this cold stream, acoustic attenuation panels 49 are conventionally placed at the periphery of the fixed internal structure 47. These conventional acoustic panels 49 are generally of the honeycomb structure type, and to prevent their destruction by the heat emitted by the engine 19, thermal protection mattresses 50 are conventionally used which are placed on the inner face of the acoustic panels 49; that is to say on the face of these acoustic panels which is opposite the motor 19. In fact, in the zones Z1, Z2, Z3 represented in FIG. 8, corresponding typically to the zones In compression, combustion and expansion of the engine 19, the temperatures can typically and respectively be between 120 and 150 ° C, 150 and 400 ° C, and 400 and 800 ° C.
Dans ces conditions, l'utilisation d'un panneau d'atténuation acoustique conforme à l'invention, avec un matériau poreux apte à résister à des températures élevées, c'est-à-dire pouvant aller jusqu'à 800°C, est particulièrement indiquée. Under these conditions, the use of an acoustic attenuation panel according to the invention, with a porous material capable of withstanding high temperatures, that is to say up to 800 ° C., is particularly indicated.
On a représenté sur les figures 9 à 13 différentes manières d'intégrer un ou plusieurs panneaux d'atténuation acoustique selon l'invention à la structure interne fixe 47, cette dernière étant formée en général en matériau composite, typiquement à base de fibres de carbone. Dans la variante représentée à la figure 9, la paroi de la structure interne fixe 47 comporte des perforations 8, et un matériau poreux 5 adapté aux hautes températures, c'est-à-dire pouvant aller jusqu'à 800°C, est fixé sur la face interne de la structure interne fixe 47, c'est-à-dire sur la face de cette structure interne qui se trouve en regard du moteur 43. Dans la variante représentée à la figure 10, on peut noter que le matériau poreux 5 est maintenu par un retour amont et par un retour aval 53, formés de préférence dans le même matériau que la paroi de la structure interne fixe 47. Dans la variante de la figure 11, la paroi de la structure interne fixe 47 définit une zone en retrait 1, à l'intérieur de laquelle se trouve le matériau poreux 5, lequel se trouve donc directement exposé à la circulation du flux froid FF (voir figure 8). La variante de la figure 12 se distingue de celle de la figure 11 en ceci qu'une couche résistive 7 du type indiqué plus haut recouvre le matériau poreux 5 dans la zone de la structure interne fixe 47 la plus exposée à l'érosion provoquée par la circulation du flux froid FF, c'est-à-dire en l'occurrence dans la zone amont de ce matériau poreux. Dans la variante représentée à la figure 13, on peut voir que la partie aval du matériau poreux 5 est recouverte en partie par une avancée 47' de la paroi formant la structure interne fixe 47. FIGS. 9 to 13 show different ways of integrating one or more acoustic attenuation panels according to the invention into the fixed internal structure 47, the latter being generally formed of composite material, typically based on carbon fibers. . In the variant shown in Figure 9, the wall of the fixed internal structure 47 has perforations 8, and a porous material 5 adapted to high temperatures, that is to say up to 800 ° C, is fixed on the inner face of the fixed internal structure 47, that is to say on the face of this internal structure which is opposite the motor 43. In the variant shown in FIG. 10, it may be noted that the porous material 5 is maintained by an upstream return and a downstream return 53, preferably formed in the same material as the wall of the fixed internal structure 47. In the variant of Figure 11, the wall of the fixed internal structure 47 defines a zone recessed 1, inside which is the porous material 5, which is therefore directly exposed to the flow of cold flow FF (see Figure 8). The variant of FIG. 12 differs from that of FIG. 11 in that a resistive layer 7 of the type indicated above covers the porous material 5 in the area of the fixed internal structure 47 that is most exposed to erosion caused by the flow of cold flow FF, that is to say in the case in the upstream zone of this porous material. In the variant shown in FIG. 13, it can be seen that the downstream portion of the porous material 5 is partially covered by an advance 47 'of the wall forming the fixed internal structure 47.
Pour cet exemple particulier d'application d'un panneau d'atténuation acoustique selon l'invention, on choisira un matériau poreux 5 présentant une bonne conductivité de la chaleur, de manière à permettre à la chaleur émise par le moteur 19 de s'échapper en direction du flux froid FF.35 For this particular example of application of an acoustic attenuation panel according to the invention, a porous material having a good heat conductivity will be chosen, so as to allow the heat emitted by the motor 19 to escape. towards the cold flow FF.35
Claims (4)
Priority Applications (8)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR0807351A FR2940360B1 (en) | 2008-12-22 | 2008-12-22 | ACOUSTICAL ATTENUATION PANEL FOR AN AIRCRAFT ENGINE NACELLE, AIR INTAKE STRUCTURE AND FIXED INTERNAL STRUCTURE INCORPORATING SAID PANEL |
| CN200980128501.5A CN102301122B (en) | 2008-07-30 | 2009-07-28 | Acoustic attenuation panel for aircraft engine nacelle |
| US13/056,822 US8899512B2 (en) | 2008-07-30 | 2009-07-28 | Acoustic attenuation panel for aircraft for engine nacelle |
| EP09784309A EP2318683A2 (en) | 2008-07-30 | 2009-07-28 | Acoustic attenuation panel for aircraft engine nacelle |
| BRPI0916330A BRPI0916330A2 (en) | 2008-07-30 | 2009-07-28 | acoustic attenuation panel for an aircraft engine nacelle, air intake structure, internal fixed structure |
| PCT/FR2009/000935 WO2010012900A2 (en) | 2008-07-30 | 2009-07-28 | Acoustic attenuation panel for aircraft engine nacelle |
| RU2011107174/06A RU2545608C2 (en) | 2008-07-30 | 2009-07-28 | Soundproof panel, air intake design and inner fixed structure with such panel for aircraft engine nacelle |
| CA2731974A CA2731974A1 (en) | 2008-07-30 | 2009-07-28 | Acoustic attenuation panel for aircraft engine nacelle |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR0807351A FR2940360B1 (en) | 2008-12-22 | 2008-12-22 | ACOUSTICAL ATTENUATION PANEL FOR AN AIRCRAFT ENGINE NACELLE, AIR INTAKE STRUCTURE AND FIXED INTERNAL STRUCTURE INCORPORATING SAID PANEL |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| FR2940360A1 true FR2940360A1 (en) | 2010-06-25 |
| FR2940360B1 FR2940360B1 (en) | 2011-10-07 |
Family
ID=40756962
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| FR0807351A Active FR2940360B1 (en) | 2008-07-30 | 2008-12-22 | ACOUSTICAL ATTENUATION PANEL FOR AN AIRCRAFT ENGINE NACELLE, AIR INTAKE STRUCTURE AND FIXED INTERNAL STRUCTURE INCORPORATING SAID PANEL |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| FR (1) | FR2940360B1 (en) |
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| EP2375066A1 (en) * | 2010-04-06 | 2011-10-12 | Siemens Aktiengesellschaft | Canopy for a wind turbine nacelle |
| WO2014114893A1 (en) | 2013-01-24 | 2014-07-31 | Aircelle | Acoustic attenuation panel with a honeycomb core |
| US9260859B2 (en) | 2011-09-12 | 2016-02-16 | Alstom Technology Ltd | Wall structure with noise damping insulation properties and gas turbine with such a wall structure |
| WO2024023448A1 (en) * | 2022-07-28 | 2024-02-01 | Safran Nacelles | Aircraft propulsion assembly comprising an improved cowling panel |
Families Citing this family (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| AU2015252769A1 (en) | 2014-05-02 | 2016-12-22 | Ashmere Holdings Pty Ltd | Acoustic absorption and methods of manufacture |
Citations (10)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3850261A (en) * | 1973-03-01 | 1974-11-26 | Gen Electric | Wide band width single layer sound suppressing panel |
| US5060471A (en) * | 1989-11-06 | 1991-10-29 | 501 Nordam | Jet engine noise reduction system |
| US6182787B1 (en) * | 1999-01-12 | 2001-02-06 | General Electric Company | Rigid sandwich panel acoustic treatment |
| EP1103462A1 (en) * | 1999-11-23 | 2001-05-30 | The Boeing Company | Method and apparatus for aircraft inlet ice protection |
| WO2001040414A1 (en) * | 1999-12-02 | 2001-06-07 | Touchstone Research Laboratory, Ltd. | Cellular coal products and processes |
| EP1391597A2 (en) * | 2002-08-14 | 2004-02-25 | Sener, Ingenieria Y Sistemas, S.A. | Noise reduction conduit for static components in aircraft engines |
| US20050183903A1 (en) * | 2004-02-20 | 2005-08-25 | Stevenson James F. | Noise suppression structure and method of making the same |
| WO2006136748A2 (en) * | 2005-06-22 | 2006-12-28 | Airbus France | Anti-icing and deicing system for aircraft engine pod with resistive mat |
| FR2906568A1 (en) * | 2006-10-02 | 2008-04-04 | Aircelle Sa | Nacelle for jet engine of aircraft, has acoustic shell fixed to median section to form fixed structure of nacelle, external panel connected to structure, and air inlet lip integrated to external panel so as to form unique dismountable piece |
| FR2917067A1 (en) * | 2007-06-08 | 2008-12-12 | Airbus France Sas | COATING FOR ACOUSTIC TREATMENT INCORPORATING THE FUNCTION OF TREATING FROST WITH HOT AIR |
-
2008
- 2008-12-22 FR FR0807351A patent/FR2940360B1/en active Active
Patent Citations (10)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3850261A (en) * | 1973-03-01 | 1974-11-26 | Gen Electric | Wide band width single layer sound suppressing panel |
| US5060471A (en) * | 1989-11-06 | 1991-10-29 | 501 Nordam | Jet engine noise reduction system |
| US6182787B1 (en) * | 1999-01-12 | 2001-02-06 | General Electric Company | Rigid sandwich panel acoustic treatment |
| EP1103462A1 (en) * | 1999-11-23 | 2001-05-30 | The Boeing Company | Method and apparatus for aircraft inlet ice protection |
| WO2001040414A1 (en) * | 1999-12-02 | 2001-06-07 | Touchstone Research Laboratory, Ltd. | Cellular coal products and processes |
| EP1391597A2 (en) * | 2002-08-14 | 2004-02-25 | Sener, Ingenieria Y Sistemas, S.A. | Noise reduction conduit for static components in aircraft engines |
| US20050183903A1 (en) * | 2004-02-20 | 2005-08-25 | Stevenson James F. | Noise suppression structure and method of making the same |
| WO2006136748A2 (en) * | 2005-06-22 | 2006-12-28 | Airbus France | Anti-icing and deicing system for aircraft engine pod with resistive mat |
| FR2906568A1 (en) * | 2006-10-02 | 2008-04-04 | Aircelle Sa | Nacelle for jet engine of aircraft, has acoustic shell fixed to median section to form fixed structure of nacelle, external panel connected to structure, and air inlet lip integrated to external panel so as to form unique dismountable piece |
| FR2917067A1 (en) * | 2007-06-08 | 2008-12-12 | Airbus France Sas | COATING FOR ACOUSTIC TREATMENT INCORPORATING THE FUNCTION OF TREATING FROST WITH HOT AIR |
Cited By (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| EP2375066A1 (en) * | 2010-04-06 | 2011-10-12 | Siemens Aktiengesellschaft | Canopy for a wind turbine nacelle |
| US8794928B2 (en) | 2010-04-06 | 2014-08-05 | Siemens Aktiengesellschaft | Canopy for a wind turbine nacelle |
| US9260859B2 (en) | 2011-09-12 | 2016-02-16 | Alstom Technology Ltd | Wall structure with noise damping insulation properties and gas turbine with such a wall structure |
| EP2568144A3 (en) * | 2011-09-12 | 2017-03-01 | General Electric Technology GmbH | Wall structure with noise damping insulation properties and gas turbine with such a wall structure |
| WO2014114893A1 (en) | 2013-01-24 | 2014-07-31 | Aircelle | Acoustic attenuation panel with a honeycomb core |
| WO2024023448A1 (en) * | 2022-07-28 | 2024-02-01 | Safran Nacelles | Aircraft propulsion assembly comprising an improved cowling panel |
| FR3138473A1 (en) * | 2022-07-28 | 2024-02-02 | Safran Nacelles | AIRCRAFT PROPULSION ASSEMBLY INCLUDING AN IMPROVED COVER PANEL |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| FR2940360B1 (en) | 2011-10-07 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| WO2010012900A2 (en) | Acoustic attenuation panel for aircraft engine nacelle | |
| EP2321510B1 (en) | Air intake structure of a turbojet engine nacelle with pneumatic anti-icing | |
| EP2132730B1 (en) | Method for producing an acoustically resistive structure, resulting acoustically resistive structure and skin using one such structure | |
| EP1999020B1 (en) | Structure for an air inlet lip for a nacelle with electric de-icing and comprising an acoustic attenuation zone | |
| EP2217497B1 (en) | Aircraft nacelle including hot air discharge means | |
| EP2291840B1 (en) | Acoustic panel for an ejector nozzle | |
| EP2763892B1 (en) | Method of manufacturing a sound absorbing panel | |
| CA2770257A1 (en) | Structuring assembly for an exhaust nozzle | |
| CA2761666A1 (en) | Method for installing heat shielding on a fixed internal structure of a jet engine nacelle | |
| EP2391542A2 (en) | Aircraft nacelle including an optimised acoustic processing system | |
| FR2940360A1 (en) | Acoustic attenuation panel for ducted-fan turbine engine of aircraft, has porous material utilized as acoustic absorption material and attached to structuring skin, and stiffeners fixed on skin, where resistive layer is added on stiffeners | |
| FR3044960A1 (en) | PANEL FOR AIRCRAFT TURBO BURNER BOAT COMPRISING THERMAL PROTECTION AND ANTI-FIRE PROTECTION | |
| EP2454154B1 (en) | Leading edge structure, in particular for the air intake of the nacelle of an aircraft engine | |
| FR3073206A1 (en) | METHOD FOR MANUFACTURING STRUCTURAL AND / OR ACOUSTIC PANEL FOR AN AIRCRAFT PROPULSION PLANT NACELLE, AND DEVICE THEREFOR | |
| FR2938014A1 (en) | Inner partition and outer panel assembly for air inlet structure of nacelle of turbojet engine of aircraft, has connecting element comprising structural skin fixed to partition and porous material attached to skin and fixed to outer panel | |
| FR2952032A1 (en) | Aircraft nacelle, has heat-conducting material element provided between lip and duct to ensure continuity of aerodynamic surfaces and heat propagation, and comprising heat resistant material coating for acoustic treatment | |
| EP3673163B1 (en) | Cell structure and acoustic attenuation device for a nacelle of an aircraft propulsion assembly | |
| WO2018020174A1 (en) | Acoustic attenuation panel for an aircraft propulsion unit and propulsion unit comprising such a panel | |
| FR3093025A1 (en) | Expandable honeycomb system for sandwich panel | |
| FR2934641A1 (en) | Sound attenuation panel for jet engine nacelle of aircraft, has porous material placed on structuring skin that is fixed with stiffener, where porous material is used as sound absorption material | |
| FR2940377A1 (en) | Inner partition and outer panel assembly for air inlet structure of nacelle of turbojet engine of aircraft, has connecting element comprising structural skin fixed to partition and porous material attached to skin and fixed to outer panel | |
| FR2962586A1 (en) | Panel for performing acoustic treatment in nacelle of aircraft, has resistive layer whose face is in contact with air flow in honeycomb structure and reflecting layer, and openings form angle with layer lower than specific degree | |
| EP3831719B1 (en) | Rear fairing for an aircraft engine strut with a multi-layer heat shield | |
| FR3120352A1 (en) | NACELLE AIR INTAKE EQUIPPED WITH A MIXED ICE PROTECTION SYSTEM | |
| WO2015001258A1 (en) | Method for repairing a panel by applying a doubler |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PLFP | Fee payment |
Year of fee payment: 8 |
|
| PLFP | Fee payment |
Year of fee payment: 9 |
|
| PLFP | Fee payment |
Year of fee payment: 10 |
|
| CD | Change of name or company name |
Owner name: SAFRAN NACELLES, FR Effective date: 20180125 |
|
| PLFP | Fee payment |
Year of fee payment: 12 |
|
| PLFP | Fee payment |
Year of fee payment: 13 |
|
| PLFP | Fee payment |
Year of fee payment: 14 |
|
| PLFP | Fee payment |
Year of fee payment: 15 |
|
| PLFP | Fee payment |
Year of fee payment: 16 |