FR3106777A3 - panneau d’aéronef - Google Patents

panneau d’aéronef Download PDF

Info

Publication number
FR3106777A3
FR3106777A3 FR2000921A FR2000921A FR3106777A3 FR 3106777 A3 FR3106777 A3 FR 3106777A3 FR 2000921 A FR2000921 A FR 2000921A FR 2000921 A FR2000921 A FR 2000921A FR 3106777 A3 FR3106777 A3 FR 3106777A3
Authority
FR
France
Prior art keywords
skin
panel
composite material
honeycomb structure
aircraft
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
Application number
FR2000921A
Other languages
English (en)
Other versions
FR3106777B3 (fr
Inventor
Rodolphe Trouve
Martin Werner
Stéphane MAHDI-PIERAZZI
Peter Linde
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Airbus Operations GmbH
Airbus Operations SAS
Original Assignee
Airbus Operations GmbH
Airbus Operations SAS
Priority date (The priority date 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 date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Airbus Operations GmbH, Airbus Operations SAS filed Critical Airbus Operations GmbH
Priority to FR2000921A priority Critical patent/FR3106777B3/fr
Publication of FR3106777A3 publication Critical patent/FR3106777A3/fr
Application granted granted Critical
Publication of FR3106777B3 publication Critical patent/FR3106777B3/fr
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B32—LAYERED PRODUCTS
    • B32B—LAYERED PRODUCTS, i.e. PRODUCTS BUILT-UP OF STRATA OF FLAT OR NON-FLAT, e.g. CELLULAR OR HONEYCOMB, FORM
    • B32B7/00—Layered products characterised by the relation between layers; Layered products characterised by the relative orientation of features between layers, or by the relative values of a measurable parameter between layers, i.e. products comprising layers having different physical, chemical or physicochemical properties; Layered products characterised by the interconnection of layers
    • B32B7/04—Interconnection of layers
    • B32B7/12—Interconnection of layers using interposed adhesives or interposed materials with bonding properties
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
    • B29D—PRODUCING PARTICULAR ARTICLES FROM PLASTICS OR FROM SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE
    • B29D24/00—Producing articles with hollow walls
    • B29D24/002—Producing articles with hollow walls formed with structures, e.g. cores placed between two plates or sheets, e.g. partially filled
    • B29D24/005—Producing articles with hollow walls formed with structures, e.g. cores placed between two plates or sheets, e.g. partially filled the structure having joined ribs, e.g. honeycomb
    • B29D24/007—Producing articles with hollow walls formed with structures, e.g. cores placed between two plates or sheets, e.g. partially filled the structure having joined ribs, e.g. honeycomb and a chamfered edge
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B32—LAYERED PRODUCTS
    • B32B—LAYERED PRODUCTS, i.e. PRODUCTS BUILT-UP OF STRATA OF FLAT OR NON-FLAT, e.g. CELLULAR OR HONEYCOMB, FORM
    • B32B3/00—Layered products comprising a layer with external or internal discontinuities or unevennesses, or a layer of non-planar shape; Layered products comprising a layer having particular features of form
    • B32B3/10—Layered products comprising a layer with external or internal discontinuities or unevennesses, or a layer of non-planar shape; Layered products comprising a layer having particular features of form characterised by a discontinuous layer, i.e. formed of separate pieces of material
    • B32B3/12—Layered products comprising a layer with external or internal discontinuities or unevennesses, or a layer of non-planar shape; Layered products comprising a layer having particular features of form characterised by a discontinuous layer, i.e. formed of separate pieces of material characterised by a layer of regularly- arranged cells, e.g. a honeycomb structure
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B32—LAYERED PRODUCTS
    • B32B—LAYERED PRODUCTS, i.e. PRODUCTS BUILT-UP OF STRATA OF FLAT OR NON-FLAT, e.g. CELLULAR OR HONEYCOMB, FORM
    • B32B5/00—Layered products characterised by the non- homogeneity or physical structure, i.e. comprising a fibrous, filamentary, particulate or foam layer; Layered products characterised by having a layer differing constitutionally or physically in different parts
    • B32B5/02—Layered products characterised by the non- homogeneity or physical structure, i.e. comprising a fibrous, filamentary, particulate or foam layer; Layered products characterised by having a layer differing constitutionally or physically in different parts characterised by structural features of a fibrous or filamentary layer
    • B32B5/024—Woven fabric
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B32—LAYERED PRODUCTS
    • B32B—LAYERED PRODUCTS, i.e. PRODUCTS BUILT-UP OF STRATA OF FLAT OR NON-FLAT, e.g. CELLULAR OR HONEYCOMB, FORM
    • B32B5/00—Layered products characterised by the non- homogeneity or physical structure, i.e. comprising a fibrous, filamentary, particulate or foam layer; Layered products characterised by having a layer differing constitutionally or physically in different parts
    • B32B5/22—Layered products characterised by the non- homogeneity or physical structure, i.e. comprising a fibrous, filamentary, particulate or foam layer; Layered products characterised by having a layer differing constitutionally or physically in different parts characterised by the presence of two or more layers which are next to each other and are fibrous, filamentary, formed of particles or foamed
    • B32B5/24—Layered products characterised by the non- homogeneity or physical structure, i.e. comprising a fibrous, filamentary, particulate or foam layer; Layered products characterised by having a layer differing constitutionally or physically in different parts characterised by the presence of two or more layers which are next to each other and are fibrous, filamentary, formed of particles or foamed one layer being a fibrous or filamentary layer
    • B32B5/26—Layered products characterised by the non- homogeneity or physical structure, i.e. comprising a fibrous, filamentary, particulate or foam layer; Layered products characterised by having a layer differing constitutionally or physically in different parts characterised by the presence of two or more layers which are next to each other and are fibrous, filamentary, formed of particles or foamed one layer being a fibrous or filamentary layer another layer next to it also being fibrous or filamentary
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64F—GROUND OR AIRCRAFT-CARRIER-DECK INSTALLATIONS SPECIALLY ADAPTED FOR USE IN CONNECTION WITH AIRCRAFT; DESIGNING, MANUFACTURING, ASSEMBLING, CLEANING, MAINTAINING OR REPAIRING AIRCRAFT, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; HANDLING, TRANSPORTING, TESTING OR INSPECTING AIRCRAFT COMPONENTS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • B64F5/00—Designing, manufacturing, assembling, cleaning, maintaining or repairing aircraft, not otherwise provided for; Handling, transporting, testing or inspecting aircraft components, not otherwise provided for
    • B64F5/10—Manufacturing or assembling aircraft, e.g. jigs therefor
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B32—LAYERED PRODUCTS
    • B32B—LAYERED PRODUCTS, i.e. PRODUCTS BUILT-UP OF STRATA OF FLAT OR NON-FLAT, e.g. CELLULAR OR HONEYCOMB, FORM
    • B32B2260/00—Layered product comprising an impregnated, embedded, or bonded layer wherein the layer comprises an impregnation, embedding, or binder material
    • B32B2260/02—Composition of the impregnated, bonded or embedded layer
    • B32B2260/021—Fibrous or filamentary layer
    • B32B2260/023—Two or more layers
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B32—LAYERED PRODUCTS
    • B32B—LAYERED PRODUCTS, i.e. PRODUCTS BUILT-UP OF STRATA OF FLAT OR NON-FLAT, e.g. CELLULAR OR HONEYCOMB, FORM
    • B32B2260/00—Layered product comprising an impregnated, embedded, or bonded layer wherein the layer comprises an impregnation, embedding, or binder material
    • B32B2260/04—Impregnation, embedding, or binder material
    • B32B2260/046—Synthetic resin
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B32—LAYERED PRODUCTS
    • B32B—LAYERED PRODUCTS, i.e. PRODUCTS BUILT-UP OF STRATA OF FLAT OR NON-FLAT, e.g. CELLULAR OR HONEYCOMB, FORM
    • B32B2262/00—Composition or structural features of fibres which form a fibrous or filamentary layer or are present as additives
    • B32B2262/02—Synthetic macromolecular fibres
    • B32B2262/0261—Polyamide fibres
    • B32B2262/0269—Aromatic polyamide fibres
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B32—LAYERED PRODUCTS
    • B32B—LAYERED PRODUCTS, i.e. PRODUCTS BUILT-UP OF STRATA OF FLAT OR NON-FLAT, e.g. CELLULAR OR HONEYCOMB, FORM
    • B32B2262/00—Composition or structural features of fibres which form a fibrous or filamentary layer or are present as additives
    • B32B2262/10—Inorganic fibres
    • B32B2262/101—Glass fibres
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B32—LAYERED PRODUCTS
    • B32B—LAYERED PRODUCTS, i.e. PRODUCTS BUILT-UP OF STRATA OF FLAT OR NON-FLAT, e.g. CELLULAR OR HONEYCOMB, FORM
    • B32B2262/00—Composition or structural features of fibres which form a fibrous or filamentary layer or are present as additives
    • B32B2262/10—Inorganic fibres
    • B32B2262/105—Ceramic fibres
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B32—LAYERED PRODUCTS
    • B32B—LAYERED PRODUCTS, i.e. PRODUCTS BUILT-UP OF STRATA OF FLAT OR NON-FLAT, e.g. CELLULAR OR HONEYCOMB, FORM
    • B32B2262/00—Composition or structural features of fibres which form a fibrous or filamentary layer or are present as additives
    • B32B2262/10—Inorganic fibres
    • B32B2262/106—Carbon fibres, e.g. graphite fibres
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B32—LAYERED PRODUCTS
    • B32B—LAYERED PRODUCTS, i.e. PRODUCTS BUILT-UP OF STRATA OF FLAT OR NON-FLAT, e.g. CELLULAR OR HONEYCOMB, FORM
    • B32B2307/00—Properties of the layers or laminate
    • B32B2307/70—Other properties
    • B32B2307/726—Permeability to liquids, absorption
    • B32B2307/7265—Non-permeable
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B32—LAYERED PRODUCTS
    • B32B—LAYERED PRODUCTS, i.e. PRODUCTS BUILT-UP OF STRATA OF FLAT OR NON-FLAT, e.g. CELLULAR OR HONEYCOMB, FORM
    • B32B2307/00—Properties of the layers or laminate
    • B32B2307/70—Other properties
    • B32B2307/732—Dimensional properties
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B32—LAYERED PRODUCTS
    • B32B—LAYERED PRODUCTS, i.e. PRODUCTS BUILT-UP OF STRATA OF FLAT OR NON-FLAT, e.g. CELLULAR OR HONEYCOMB, FORM
    • B32B2605/00—Vehicles
    • B32B2605/18—Aircraft
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C1/00—Fuselages; Constructional features common to fuselages, wings, stabilising surfaces or the like
    • B64C1/06—Frames; Stringers; Longerons ; Fuselage sections
    • B64C1/12—Construction or attachment of skin panels

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Manufacturing & Machinery (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Transportation (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Textile Engineering (AREA)
  • Laminated Bodies (AREA)

Abstract

Panneau d’aéronef L’invention concerne un panneau sandwich (110, 210) en matériau composite comprenant une âme à structure alvéolaire (12), notamment en nid d’abeille et deux peaux (14a, 14b) disposées et solidaires de part et d’autres de cette âme (12), la peau (14a) étant soumise à un écoulement aérodynamique. La peau (14b) non soumise à l’écoulement aérodynamique est composée d’un empilement d’au moins deux plis de matériau composite ultra fin tissé. Figure pour l’abrégé : Fig. 2

Description

panneau d’aéronef
Domaine
La présente invention concerne un panneau d’aéronef soumis à l’écoulement d’un flux aérodynamique.
Les panneaux composites utilisés pour la fabrication d’éléments d’aéronef peuvent se présenter sous la forme d’un panneau dit «sandwich». Ce panneau est fabriquée à partir d’une âme généralement à structure alvéolaire sur laquelle sont assemblées des peaux externes, de part et d’autre de l’âme. La structure alvéolaire est habituellement une structure en nid d’abeilles, les peaux étant composées d’un empilement de plis de résines thermoplastique ou thermodurcissable renforcées de fibres de carbone, de verre ou d’aramide.
représente un panneau sandwich 1 selon l’art antérieur. Ce panneau sandwich 1 est composé de deux peaux 4a, 4b en matériau composite drapées de part et d’autre d’une âme de structure alvéolaire 2. Les peaux 4a et 4b sont composées d’un empilement de résines thermoplastique ou thermodurcissable renforcées de fibres de carbone. La structure alvéolaire 2 est une structure en nid d’abeilles.
L’âme 2 est liée aux deux peaux 4a, 4b par collage grâce à la capacité adhésive intrinsèque des peaux mais il est parfois nécessaire de rajouter une couche d’adhésif entre les peaux et l’âme alvéolaire 2.
Ces panneaux sandwich peuvent être disposés à des emplacements d’un aéronef où une face du panneau est soumise au flux aérodynamique et désignée comme face extérieure, la face tournée vers l’intérieur de l’aéronef, du côté opposé à l’écoulement du flux aérodynamique est désignée face intérieure.
Le nombre de plis de matériau composite entrant dans la structure des peaux (4a, 4b) drapées sur les faces intérieures et extérieures de la structure alvéolaire 2 est calculé par le bureau d’études en prenant en compte la tenue du panneau sandwich 1 aux efforts subis par ce panneau durant les phases de vol et lors des phases au sol de l’avion. Le nombre de plis de matériau composite constituant la peau 4a, est souvent différent du nombre de plis de matériau composite constituant la peau 4b. La fabrication de la peau 4a peut être effectuée séparément de la fabrication de la peau 4b. La peau 4a est en contact avec l’écoulement aérodynamique et peut être sujette à des impacts de projectiles (graviers par exemple). Pour cette raison, elle nécessite le drapage d’un nombre de plis importants afin d’assurer, d’une part, la tenue mécanique du panneau et, d’autre part, son imperméabilité.
La peau 4b disposée sur la face intérieure du panneau et n’étant pas soumise au flux aérodynamique, elle peut comporter moins de plis de matériau composite que la peau 4a. Il est de plus avantageux de limiter le nombre de plis afin d’alléger le panneau, la rigidité du panneau étant assurée par la peau 4a. Ainsi, il est classique de conformer la peau 4b par drapage de 2 plis de matériau composite. Chaque pli ayant une épaisseur comprise en 0,25mm et 0,30mm, la peau ainsi formée présente une épaisseur comprise entre 0,50mm et 0,60mm.
Lors de la fabrication du panneau 1, la présence de la structure alvéolaire 2 impose d’effectuer une polymérisation à une pression d’environ 2 à 3 bars pour éviter de dégrader la structure 2. Dans ce cas, la fabrication du panneau 1 peut être effectuée en cocuisson (co-curing en aglais) ou en co-collage (co-bonding en anglais). Lors de la cocuisson, tous les éléments constitutifs du panneau sont cuits en même temps à une pression d’environ 2 à 3 bars. Lors du co-collage, la peau 4a subit un cycle de polymérisation à une forte pression (7 bars) et est ensuite solidarisée à la structure alvéolaire plus la peau 4b par un cycle de polymérisation à environ 2 à 3 bars.
Or, certains panneaux peuvent être soumis à des phénomènes de condensation due à la différence de température entre le sol et l’altitude de vol où les températures sont nettement inférieures à zéro. En conséquence, l’eau occasionnée par cette condensation ruisselle et converge vers le point le plus bas de l’aéronef, c’est-à-dire vers la peau 4b du panneau sandwich, où elle stagne. La peau 4b n’étant pas aussi performante, d’un point de vue porosité, que la peau 4a, l’eau s’infiltre entre les plis de la peau 4b et imprègne la structure alvéolaire 2, ce qui provoque une diminution de la tenue aux efforts du panneau 1.
Pour améliorer l’imperméabilité du panneau 1, une première solution serait d’augmenter le nombre de plis composant la peau 4b avec l’inconvénient majeur d’augmenter la taille et la masse du panneau.
Une autre solution est d’utiliser un film 8 d’un matériau imperméable drapé sur la peau 4b, sur le côté intérieur du panneau. Ce film 8 est généralement en fluorure de polyvinyle (polyvinyl fluoride en anglais ou PVF). Sa position lui permet d’éviter les infiltrations d’eau au travers de la peau 4b vers la structure alvéolaire. Cette solution est généralement choisie car elle modifie peu la taille et la masse du panneau.
Lorsque la fabrication des différents éléments constitutifs du panneau sandwich 1 est terminée, l’ensemble est solidarisé selon les méthodes usuelles de cuisson de matériaux composites comme la cuisson en autoclave par exemple. Le panneau ainsi fabriqué prend alors une couleur uniforme et est prêt à être installé sous le fuselage de l’aéronef.
Il faut noter que l’empilement des différents éléments constitutifs d’un panneau sandwich peut être effectué exclusivement à la main à cause d’une part de la complexité de certaines formes géométriques du panneau et d’autre part de la mauvaise déformabilité de la structure en nid d’abeilles et du film en fluorure de polyvinyle (PVF).
Cette mauvaise déformabilité du film 8 entraîne des défauts géométriques (boursouflures et plissures) esthétiquement inacceptables pour les compagnies aériennes. De plus, le fluorure de polyvinyle n’étant pas un matériau très souple, il nécessite un temps de mise en œuvre assez important.
Enfin, lorsque ce film 8 est endommagé (rayé par exemple), les patchs de réparation appliqués pour cacher le dommage n’ont pas la même couleur que l’ensemble du panneau 1. Ces patchs de réparation n’ont en effet pas suivi les mêmes cycles de cuisson que le panneau 1, ce qui oblige la compagnie aérienne ou les fournisseurs de patchs à repeindre l’intégralité du panneau sandwich.
Un tel panneau nécessite l’utilisation de différentes couches de matériaux qui doivent être drapées manuellement, engendrant ainsi un processus de fabrication long et fastidieux. De plus, l’empilement de ces différentes couches pénalise aussi la masse du panneau alors même que les constructeurs aéronautiques sont en perpétuelle recherche de gain de masse.
De tels panneaux présentant une structure sandwich en contact avec l’écoulement aérodynamique sont nombreux sur un aéronef. On peut par exemple penser à des panneaux de carénage ventral, des panneaux de capots pour les moteurs de l’aéronef ou des panneaux de case de train.
RESUME
Un objet de la présente invention est de résoudre tout ou partie des inconvénients de l’art antérieur mentionnés ci-dessus
A cet effet, un objet de la présente invention concerne un panneau sandwich en matériau composite comprenant une âme à structure alvéolaire notamment en nid d’abeilles et deux peaux disposées et solidaires de part et d’autre de cette âme, l’une des deux peaux étant soumise à un écoulement aérodynamique caractérisé en ce que la peau non soumise à l’écoulement aérodynamique est composée d’un empilement d’au moins deux plis de matériau composite ultra fin tissé.
Selon des modes particuliers de réalisation:
  • Les plis de la peau non soumise à l’écoulement aérodynamique sont enrichis en résine organique. Cette caractéristique assure avantageusement la solidarisation de la peau à la structure alvéolaire, tout en améliorant l’étanchéité du panneau. De plus, un tel agencement harmonise les matériaux utilisés et diminue le nombre de composants utilisés dans la fabrication du panneau sandwich. Enfin, il permet de simplifier le processus de fabrication de ce panneau.
  • Tous les plis de la peau non soumise à l’écoulement aérodynamique sont enrichis en résine organique. Cette caractéristique permet d’améliorer l’adhésion de la peau sur la structure alvéolaire.
  • La peau non soumise à l’écoulement aérodynamique comporte au moins un pli enrichi en résine organique. Aux avantages précédemment décrits s’ajoute une réduction du poids du panneau.
  • Un film adhésif est drapé entre la structure alvéolaire et la peau non soumise à l’écoulement aérodynamique. Ce film adhésif est un mode de réalisation alternatif à l’enrichissement d’au moins un pli de la peau non soumise à l’écoulement aérodynamique.
  • Le matériau composite ultra fin tissé est choisi parmi les matériaux C-Ply™, TEXTREME™ ou NTPT™.
L'invention sera mieux comprise à la lecture de la description qui va suivre, donnée uniquement à titre d'exemple, et se référant aux dessins annexés sur lesquels:
représente, schématiquement, une structure de panneau de fuselage selon l’art antérieur.
représente, de manière schématique, une vue en coupe d’une structure de panneau de fuselage d’aéronef selon un premier mode de réalisation de l’invention.
représente, de manière schématique, une vue en coupe d’une structure de panneau de fuselage d’aéronef selon un second mode de réalisation.
représente, de manière schématique, une vue en coupe d’une structure de panneau de fuselage d’aéronef selon un troisième mode de réalisation.
En référence à , il est décrit un panneau sandwich 110 d’aéronef comportant une structure alvéolaire 12. Cette structure présente une face extérieure 12a et une face intérieure 12b.
Par face intérieure, il faut comprendre que cela correspond à la face 12b de la structure alvéolaire tournée vers l’intérieur de l’aéronef, du côté opposé à l’écoulement du flux aérodynamique. A contrario, la face extérieure 12a de la structure alvéolaire est tournée vers l’extérieur de l’aéronef et est donc en contact avec l’écoulement du flux aérodynamique.
Le panneau 110 comporte une peau 14a disposée sur la face extérieure 12a de la structure alvéolaire 12 et solidarisée sur la face 12a lors du processus de fabrication. La peau 14a est composée d’un nombre de plis en matériau composite tissé classique calculé par le bureau d’études afin d’assurer la tenue mécanique du panneau 110 et son imperméabilité.
Entre la peau 14a et la face extérieure 12a de la structure alvéolaire est drapé un film adhésif 16a. Ce film adhésif 16a est directement drapé sur la face extérieure 12a de la structure 12. La présence du film adhésif 16a permet une meilleure solidarisation de la peau 14a à la face extérieure 12a de la structure alvéolaire 12 une fois la cuisson du panneau 110 réalisée.
Selon une variante non représentée, la peau 14a est directement drapée sur la face extérieure 12a de la structure alvéolaire 12a, la solidarisation de la peau 14a se faisant grâce à la capacité adhésive intrinsèque de ladite peau.
Le panneau 110 comporte de plus une peau 14b disposée sur la face intérieure 12b de la structure alvéolaire. Cette peau est composée d’un empilement d’au moins deux plis de matériau composite ultra fin tissé, l’épaisseur totale de la peau étant de l’ordre de 0,30mm. Selon ce mode de réalisation, tous les plis de matériau composite ultra fin tissé sont enrichis en résine de manière à augmenter leur capacité adhésive.
La peau 14b est alors directement drapée sur la face intérieure 12b de la structure alvéolaire 12.
Le matériau composite ultra fin tissé peut, par exemple, être du C-Ply™ de la société Chomarat, du TEXTREME™ de la société OXEON AB ou du NTPT™ de la société North Thin Ply Technology. Ces matériaux ont été développés dans le but d’amincir l’épaisseur des panneaux sandwich.
Cependant, de manière inattendue, et bien que le matériau composite ultra fin soit tissé de la même manière que le matériau composite classique, il présente une étanchéité supérieure. En effet, les mailles du tissage sont plus resserrées que les mailles d’un matériau classique. Il n’est donc pas nécessaire de fabriquer une peau 14b dont l’épaisseur finale correspondrait à l’épaisseur finale d’une peau fabriquée avec un matériau composite classique. Un minimum de 2 plis de matériau composite ultra fin tissé est suffisant pour assurer l’étanchéité de la peau 14b.
Il n’est pas non plus nécessaire de rajouter un film en fluorure de polyvinyle (PVF) comme celui utilisé dans l’art antérieur. En effet, l’eau accumulée du fait de la condensation est bloquée par la peau 14b et ne peut donc plus s’infiltrer dans la structure alvéolaire 12. Le panneau sandwich 110 est donc étanchéifié.
Le panneau 110 selon l’invention nécessite donc moins de composants qu’un panneau selon l’art antérieur. Ainsi, la fabrication d’un tel panneau est simplifiée et plus rapide. De plus, le matériau composite ultra fin est plus souple et donc plus facile à manipuler et à déposer sur un moule ayant une forme complexe. Il peut même être envisagé de déposer les différentes couches constitutives du panneau de fuselage de manière automatisée, grâce à un robot muni d’un effecteur adapté.
Le nombre de plis de matériau composite ultra fin de la peau 4b étant inférieur au nombre de plis de l’art antérieur, le panneau sandwich 110 fabriqué selon l’invention est donc plus léger qu’un panneau fabriqué avec un matériau composite tissé classique.
L’apparition de boursouflures lors du dépôt du film en PVF ne persiste plus car le matériau composite ultra fin tissé utilisé est très souple et s’adapte parfaitement au moule qui sert à fabriquer la forme complexe à double courbure du panneau sandwich.
Pour finir, les patchs de réparation sont fabriqués avec les mêmes matériaux composites constitutifs des peaux du panneau. En conséquence, la réparation d’un panneau sandwich par application d’un tel patch de réparation ne modifie pas la couleur du panneau et ne nécessite donc pas de le repeindre dans son intégralité.
En conclusion, on obtient un panneau plus léger, présentant une bonne tenue mécanique, dont la fabrication est simplifiée et ne présentant plus de problèmes d’infiltration ou d’esthétique.
En référence à il est représenté un panneau sandwich 210 selon un second mode de réalisation. Il est précisé que, dans un souci de clarté et de simplification, les éléments communs aux différents modes de réalisation de l’invention conservent les mêmes références.
Dans le mode de réalisation décrit sur , le panneau sandwich 210 comporte une structure alvéolaire 12 présentant une face extérieure 12a et une face intérieure 12b.
Ce panneau 210 comporte de plus un film adhésif 16a drapé sur la face extérieure 12a de la structure alvéolaire 12 ainsi qu’une peau 14a composé de plis de matériau composite tissé classique drapée sur ledit film adhésif 16a.
Ledit panneau 210 comporte de plus une peau 14b comportant au moins deux plis de matériau composite ultra fin tissé, drapé directement sur la face intérieure 12b de la structure alvéolaire 12. Cette peau 14b agit comme une barrière et empêche l’infiltration de l’eau de condensation comme expliqué précédemment.
Selon ce second mode de réalisation, la peau 14b comporte au moins un pli 15 enrichi en résine organique. Ce pli 15 est drapé directement sur la face intérieure 12b de la structure alvéolaire 12. Ainsi, la solidarisation de la peau 14b à la structure alvéolaire 12 est améliorée grâce à l’enrichissement en résine organique d’au moins un pli 15 de la peau 14b.
En référence à il est représenté un panneau sandwich 310 selon un troisième mode de réalisation. Comme pour [Fig.3], les éléments communs aux différents modes de réalisation de l’invention conservent les mêmes références.
Dans le mode de réalisation décrit sur , le panneau sandwich 310 comporte une structure identique aux modes de réalisation précédents, à savoir une structure alvéolaire 12 présentant une face extérieure 12a et une face intérieure 12b, un film adhésif 16a drapé sur la face extérieure 12a de la structure alvéolaire 12 ainsi qu’une peau 14a composé de plis de matériau composite tissé classique drapée sur ledit film adhésif 16a. Il faut noter que le film adhésif 16a reste optionnel car, comme indiqué précédemment, les qualités adhésives de la peau 14a peuvent suffire pour faire adhérer la peau à la face extérieure 12a.
Ledit panneau 310 comporte une peau 14b comportant au moins deux plis de matériau composite ultra fin tissé, drapé directement sur la face intérieure 12b de la structure alvéolaire 12. Cette peau 14b agit comme une barrière et empêche l’infiltration de l’eau de condensation comme expliqué précédemment. Dans ce mode de réalisation, les plis de la peau 14b ne sont pas enrichis en résine organique. Cependant, afin d’améliorer l’adhésion de la peau 14b sur la face interne 12b, un film adhésif 16b est intercalé entre la face interne 12b et la peau 14b. Le film adhésif 16b est directement drapé sur la face interne 12b de la structure alvéolaire 12.
Ce mode de réalisation permet de s’abstenir d’enrichir les plis de matériau composite ultra fin tissé.
Selon l’invention, les peaux (14a, 14b) peuvent être fabriquées à partir de fibres de carbone, des fibres de verre, des fibres d’aramide ou de fibres de carbure de silicium en fonction de l’environnement dans lequel le panneau sandwich à fabriquer sera amené à évoluer.
Les résines organiques utilisées comme matrice des peaux (14a, 14b, 15) peuvent être des résines thermodurcissables ou des résines thermoplastiques.
Enfin, quel que soit le mode de réalisation, le panneau sandwich (110, 210, 310) ainsi drapé subit un cycle de polymérisation classique afin de solidariser la peau 14b, la structure alvéolaire 12 et la peau 14a.
Un panneau selon l’invention est soumis à une accumulation d’eau du fait de la condensation. Certains panneaux utilisés sur un aéronef présentent une structure sandwich et peuvent être amenés à être en contact avec de potentielles infiltrations de liquide (eaux de ruissellement (pluie, projection)). On peut par exemple penser à des panneaux de capots pour les moteurs de l’aéronef ou des panneaux de case de train d’atterrissage. Ces panneaux présentent eux aussi une structure nécessitant une simplification de leur processus de fabrication ainsi qu’un besoin d’étanchéité vis-à-vis des infiltrations d’eau.

Claims (2)

  1. Panneau sandwich (110, 210, 310) de fuselage en matériau composite comprenant une âme à structure alvéolaire (12), notamment en nid d’abeille et deux peaux (14a, 14b) disposées et solidaires de part et d’autres de cette âme (12), la peau (14a) étant soumise à un écoulement aérodynamiquecaractérisé en ce qu ela peau (14b) non soumise à l’écoulement aérodynamique est composée d’un empilement d’au moins deux plis de matériau composite tissé d’épaisseur totale de l’ordre du 0,30mm.
  2. Panneau sandwich (110, 210, 310) de fuselage selon la revendication 1,caractérisé en qu ’unfilm adhésif (16b) est directement drapé sur la face intérieure (12b) de la structure alvéolaire (12).
FR2000921A 2020-01-30 2020-01-30 panneau d’aéronef Active FR3106777B3 (fr)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR2000921A FR3106777B3 (fr) 2020-01-30 2020-01-30 panneau d’aéronef

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR2000921 2020-01-30
FR2000921A FR3106777B3 (fr) 2020-01-30 2020-01-30 panneau d’aéronef

Publications (2)

Publication Number Publication Date
FR3106777A3 true FR3106777A3 (fr) 2021-08-06
FR3106777B3 FR3106777B3 (fr) 2022-01-07

Family

ID=77080025

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
FR2000921A Active FR3106777B3 (fr) 2020-01-30 2020-01-30 panneau d’aéronef

Country Status (1)

Country Link
FR (1) FR3106777B3 (fr)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2023187119A1 (fr) * 2022-04-01 2023-10-05 Design Tech Centre Panneau anti flambage, structure aeroportee integrant de tels panneaux et procede de fabrication correspondant

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2023187119A1 (fr) * 2022-04-01 2023-10-05 Design Tech Centre Panneau anti flambage, structure aeroportee integrant de tels panneaux et procede de fabrication correspondant
FR3134032A1 (fr) * 2022-04-01 2023-10-06 Design Tech Centre Panneau anti flambage, structure aéroportée intégrant de tels panneaux et procédé de fabrication correspondant

Also Published As

Publication number Publication date
FR3106777B3 (fr) 2022-01-07

Similar Documents

Publication Publication Date Title
EP0952920B1 (fr) Panneau en materiau composite a bordures protegees des chocs
FR2767560A1 (fr) Ensemble reducteur de bruit pour turboreacteur d'aeronef
EP3446863B1 (fr) Procédé pour étancher un réservoir de carburant
EP2872746B1 (fr) Procédé de fabrication d'un carter de turbomachine dans un matériau composite et carter associé
EP1217605A1 (fr) Procédé de fabrication d'un panneau à couche d'amortissement acoustique protégée et panneau acoustique ainsi obtenu
EP2300315B1 (fr) Panneau de fuselage d'aeronef renforce et procede de fabrication
FR3106777A3 (fr) panneau d’aéronef
EP3215358B1 (fr) Procédé pour la réparation d'une peau perforée d'un panneau au moyen d'un doubleur
EP2334546B1 (fr) Assemblage de panneaux pour fuselage d'aeronef
WO2015036717A1 (fr) Joint d'étanchéité à grande amplitude de déplacement
WO2016181073A1 (fr) Panneau composite et nacelle de turboréacteur d'aéronef comprenant un tel panneau
WO2015036716A1 (fr) Procédé de réparation d'une peau d'un panneau composite
EP4132760B1 (fr) Moule pour la fabrication d'un carter de soufflante de turbomachine en materiau composite
EP0282361B1 (fr) Dispositif de protection thermique réutilisable pour engins qui peut se substituer à leur habituelle paroi extérieure
EP4133163A1 (fr) Moule pour la fabrication d'un carter de soufflante de turbomachine en materiau composite
WO2016092238A1 (fr) Procédé pour la réparation d'un panneau acoustique en matériau composite
FR3039128A1 (fr) Vitrage avec encadrement structurel integre pour aeronef
WO2015001258A1 (fr) Procédé de réparation d'un panneau par application d'un doubleur
FR3100918A1 (fr) Panneau acoustique pour un ensemble propulsif d’aeronef, et son procede de fabrication
FR2773645A1 (fr) Procede de reparation de radomes et radomes ainsi repares
EP0018300B1 (fr) Tuyère de propulseur à divergent déployable
EP3778381B1 (fr) Partie antérieure de nacelle d'un ensemble propulsif d'aéronef dont la lèvre d'entrée d'air est liée au panneau extérieur par emboitement
FR3003811A1 (fr) Joint de largage pour panneau amovible d'aeronef a voilure tournante
EP2670663A1 (fr) Procédé de fabrication d'une structure d'entrée d'air de nacelle de turboréacteur
WO2022214765A1 (fr) Virole exterieure de carter intermediaire en materiau composite, pour turbomachine d'aeronef

Legal Events

Date Code Title Description
PLFP Fee payment

Year of fee payment: 2

PLFP Fee payment

Year of fee payment: 3

PLFP Fee payment

Year of fee payment: 4

PLFP Fee payment

Year of fee payment: 5