FR3138473A1 - Ensemble propulsif d’aeronef comportant un panneau de capotage ameliore - Google Patents
Ensemble propulsif d’aeronef comportant un panneau de capotage ameliore Download PDFInfo
- Publication number
- FR3138473A1 FR3138473A1 FR2207817A FR2207817A FR3138473A1 FR 3138473 A1 FR3138473 A1 FR 3138473A1 FR 2207817 A FR2207817 A FR 2207817A FR 2207817 A FR2207817 A FR 2207817A FR 3138473 A1 FR3138473 A1 FR 3138473A1
- Authority
- FR
- France
- Prior art keywords
- skin
- central core
- propulsion assembly
- layer
- welding
- 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.)
- Pending
Links
- 239000000463 material Substances 0.000 claims abstract description 63
- 230000004888 barrier function Effects 0.000 claims abstract description 16
- 238000003466 welding Methods 0.000 claims description 57
- 239000010410 layer Substances 0.000 claims description 56
- 125000006850 spacer group Chemical group 0.000 claims description 26
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 claims description 18
- 238000005219 brazing Methods 0.000 claims description 16
- 239000012815 thermoplastic material Substances 0.000 claims description 16
- 239000002356 single layer Substances 0.000 claims description 15
- 239000004697 Polyetherimide Substances 0.000 claims description 11
- 229920001601 polyetherimide Polymers 0.000 claims description 11
- RTAQQCXQSZGOHL-UHFFFAOYSA-N Titanium Chemical compound [Ti] RTAQQCXQSZGOHL-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims description 10
- 239000010936 titanium Substances 0.000 claims description 10
- 229910000838 Al alloy Inorganic materials 0.000 claims description 9
- 239000010935 stainless steel Substances 0.000 claims description 9
- 229910001220 stainless steel Inorganic materials 0.000 claims description 9
- 239000007769 metal material Substances 0.000 claims description 8
- 230000009477 glass transition Effects 0.000 claims description 7
- 239000002131 composite material Substances 0.000 claims description 6
- 229910001200 Ferrotitanium Inorganic materials 0.000 claims description 4
- 238000006073 displacement reaction Methods 0.000 claims 1
- 238000000034 method Methods 0.000 description 13
- 230000008569 process Effects 0.000 description 7
- 229920001169 thermoplastic Polymers 0.000 description 6
- 239000004416 thermosoftening plastic Substances 0.000 description 6
- 229910052719 titanium Inorganic materials 0.000 description 6
- 229910052782 aluminium Inorganic materials 0.000 description 5
- XAGFODPZIPBFFR-UHFFFAOYSA-N aluminium Chemical compound [Al] XAGFODPZIPBFFR-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 5
- 239000000945 filler Substances 0.000 description 5
- 238000011282 treatment Methods 0.000 description 5
- 241000264877 Hippospongia communis Species 0.000 description 4
- 239000004952 Polyamide Substances 0.000 description 4
- 239000004734 Polyphenylene sulfide Substances 0.000 description 4
- 229910010293 ceramic material Inorganic materials 0.000 description 4
- 239000007789 gas Substances 0.000 description 4
- 230000006698 induction Effects 0.000 description 4
- 238000002844 melting Methods 0.000 description 4
- 230000008018 melting Effects 0.000 description 4
- 229920002239 polyacrylonitrile Polymers 0.000 description 4
- 229920002647 polyamide Polymers 0.000 description 4
- 229920000069 polyphenylene sulfide Polymers 0.000 description 4
- 239000011241 protective layer Substances 0.000 description 4
- 239000004696 Poly ether ether ketone Substances 0.000 description 3
- 239000004962 Polyamide-imide Substances 0.000 description 3
- 229920000491 Polyphenylsulfone Polymers 0.000 description 3
- 239000011159 matrix material Substances 0.000 description 3
- 229910052751 metal Inorganic materials 0.000 description 3
- 239000002184 metal Substances 0.000 description 3
- 229920003023 plastic Polymers 0.000 description 3
- 239000004033 plastic Substances 0.000 description 3
- 229920002312 polyamide-imide Polymers 0.000 description 3
- 229920002530 polyetherether ketone Polymers 0.000 description 3
- 230000001681 protective effect Effects 0.000 description 3
- 238000003756 stirring Methods 0.000 description 3
- VYPSYNLAJGMNEJ-UHFFFAOYSA-N Silicium dioxide Chemical compound O=[Si]=O VYPSYNLAJGMNEJ-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 2
- 238000004026 adhesive bonding Methods 0.000 description 2
- PNEYBMLMFCGWSK-UHFFFAOYSA-N aluminium oxide Inorganic materials [O-2].[O-2].[O-2].[Al+3].[Al+3] PNEYBMLMFCGWSK-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 2
- 239000000919 ceramic Substances 0.000 description 2
- 239000011153 ceramic matrix composite Substances 0.000 description 2
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 description 2
- 238000007596 consolidation process Methods 0.000 description 2
- 239000000835 fiber Substances 0.000 description 2
- 230000009970 fire resistant effect Effects 0.000 description 2
- 230000003647 oxidation Effects 0.000 description 2
- 238000007254 oxidation reaction Methods 0.000 description 2
- 229920001652 poly(etherketoneketone) Polymers 0.000 description 2
- 229920001187 thermosetting polymer Polymers 0.000 description 2
- 229920000049 Carbon (fiber) Polymers 0.000 description 1
- 241000257303 Hymenoptera Species 0.000 description 1
- 229910001069 Ti alloy Inorganic materials 0.000 description 1
- 230000000712 assembly Effects 0.000 description 1
- 238000000429 assembly Methods 0.000 description 1
- 238000003287 bathing Methods 0.000 description 1
- 239000004917 carbon fiber Substances 0.000 description 1
- 239000012792 core layer Substances 0.000 description 1
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 1
- 238000009792 diffusion process Methods 0.000 description 1
- 238000010438 heat treatment Methods 0.000 description 1
- 150000002576 ketones Chemical class 0.000 description 1
- 239000012229 microporous material Substances 0.000 description 1
- 238000002156 mixing Methods 0.000 description 1
- 238000012986 modification Methods 0.000 description 1
- 230000004048 modification Effects 0.000 description 1
- 238000003032 molecular docking Methods 0.000 description 1
- 235000011837 pasties Nutrition 0.000 description 1
- 230000008439 repair process Effects 0.000 description 1
- 238000007493 shaping process Methods 0.000 description 1
- 239000000377 silicon dioxide Substances 0.000 description 1
- 238000005476 soldering 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
- F02C7/24—Heat or noise insulation
-
- 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
- B32B15/00—Layered products comprising a layer of metal
- B32B15/18—Layered products comprising a layer of metal comprising iron or steel
-
- 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
- B32B15/00—Layered products comprising a layer of metal
- B32B15/20—Layered products comprising a layer of metal comprising aluminium or copper
-
- 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
- B32B27/00—Layered products comprising a layer of synthetic resin
- B32B27/06—Layered products comprising a layer of synthetic resin as the main or only constituent of a layer, which is next to another layer of the same or of a different material
- B32B27/08—Layered products comprising a layer of synthetic resin as the main or only constituent of a layer, which is next to another layer of the same or of a different material of 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
- B32B27/00—Layered products comprising a layer of synthetic resin
- B32B27/28—Layered products comprising a layer of synthetic resin comprising synthetic resins not wholly covered by any one of the sub-groups B32B27/30 - B32B27/42
- B32B27/281—Layered products comprising a layer of synthetic resin comprising synthetic resins not wholly covered by any one of the sub-groups B32B27/30 - B32B27/42 comprising polyimides
-
- 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
- B32B27/00—Layered products comprising a layer of synthetic resin
- B32B27/28—Layered products comprising a layer of synthetic resin comprising synthetic resins not wholly covered by any one of the sub-groups B32B27/30 - B32B27/42
- B32B27/285—Layered products comprising a layer of synthetic resin comprising synthetic resins not wholly covered by any one of the sub-groups B32B27/30 - B32B27/42 comprising polyethers
-
- 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
- B32B2250/00—Layers arrangement
- B32B2250/40—Symmetrical or sandwich layers, e.g. ABA, ABCBA, ABCCBA
-
- 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
- B32B2307/30—Properties of the layers or laminate having particular thermal properties
- B32B2307/306—Resistant to heat
-
- 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
-
- 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
- F05D2260/94—Functionality given by mechanical stress related aspects such as low cycle fatigue [LCF] of high cycle fatigue [HCF]
- F05D2260/941—Functionality given by mechanical stress related aspects such as low cycle fatigue [LCF] of high cycle fatigue [HCF] particularly aimed at mechanical or thermal stress reduction
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Laminated Bodies (AREA)
Abstract
L’invention concerne un ensemble propulsif (10) d’aéronef comportant un panneau de capotage (24) installé dans une zone à haute température dudit ensemble propulsif (10) et réalisant une barrière anti-feu, le panneau (24) comportant une structure de type sandwich comportant une première peau (26), une seconde peau (28), et une âme centrale (30) reliant les première et seconde peaux, caractérisé en ce que la première peau (26) est réalisée dans un seul premier matériau, ce matériau ayant des propriétés de tenue mécanique à la température et de barrièrre anti-feu, en ce que la seconde peau (28) est réalisée dans un second matériau différent du premier matériau et dépourvu desdites propriétés, et en ce que l’âme centrale(30) est réalisée dans un desdits premier ou second matériaux ou dans un matériau différent desdits premier ou second matériaux. Figure pour l'abrégé : Figure 4.
Description
L’invention concerne un ensemble propulsif pour un aéronef, cet ensemble comportant un panneau de capotage, muni d’une protection thermique et d’une protection anti-feu, et un procédé de fabrication d’un tel panneau.
Les panneaux de capotage sont largement utilisés dans les ensembles propulsifs d’aéronefs, qu’il s’agisse de panneaux de nacelle, ou de panneaux internes à la turbomachine.
En particulier, certains de ces panneaux peuvent être soumis à des températures élevées. C’est notamment le cas , dans le cas d’un ensemble propulsif comportant une turbomachine à double flux, de panneaux agencés autour d’un compartiment moteur entourant le générateur de gaz de la turbomachine, aussi appelé « zone core ».
Le compartiment moteur comprend en effet une enveloppe externe servant de carénage et appelée structure fixe interne (également dénommée IFS pour « Inner fixed Structure ») entourant la « zone core ». Cette structure fixe est soumise à de fortes contraintes thermiques du fait de la proximité avec les parties chaudes du moteur et elle est généralement protégée à l'aide de panneaux de protection thermique, qui permettent notamment de maintenir les parois de la nacelle à des températures acceptables et compatibles de matériaux dont la mise en œuvre est simple et peu couteuse. Ces panneaux de protection thermique assurent également une barrière anti-feu et peuvent être utilisés dans d'autres zones de la nacelle au niveau desquelles existe un risque d'incendie.
Afin de protéger la structure interne, il est connu d'avoir recours à des panneaux de capotage protecteurs, disposés notamment du côté compartiment moteur, et comprenant au moins un matelas isolant, généralement fabriqué à partir de fibres de silice, de céramique ou d'un matériau microporeux, ce matelas étant pris entre des feuillards généralement en inox.
En ce qui concerne des panneaux destinés à équiper les inverseurs de poussée, il est connu de les concevoir sous la forme d’une structure de type sandwich comportant une première peau équipée pour réaliser des protections thermique et anti-feu, d’une seconde peau et d’une âme centrale reliant les première et seconde peaux.
Selon une première conception connue, on a proposé de réaliser cette structure sandwich intégralement en titane. Cette conception présente l’inconvénient d’être particulièrement onéreuse.
Selon une deuxième conception connue, on a proposé de réaliser cette structure sandwich intégralement en acier inoxydable. Cette conception présente l’inconvénient d’être particulièrement lourde.
Selon une troisième conception connue, on a proposé dans le document FR-3.044.960-A1 une structure de type sandwich en aluminium dont la première peau est recouverte de tuiles en matériaux composites comportant une matrice céramique résistant au feu. Cette conception présente l’inconvénient d’un temps d’assemblage élevé pour assembler les tuiles à la première peau.
Selon une quatrième conception connue, on a proposé dans le document FR-3.044.961-A1 une structure de type sandwich dont la première peau reçoit une couche de protection comportant un matériau composite à matrice céramique, les deux peaux et l’âme centrale étant par exemple réalisées en aluminium. Pour déposer la couche de protection, on convertit en alumine une partie de l'épaisseur de la première peau par oxydation, puis on dépose dessus une couche fibreuse comportant des fibres d'un matériau céramique, et enfin on procède au frittage de la couche fibreuse, à une température permettant la consolidation du matériau céramique. Cette conception présente également l’inconvénient d’être particulièrement chronophage et onéreuse.
Il existe donc un réel besoin pour un panneau d’ensemble propulsif pouvant être fabriqué rapidement et à moindre coût, c’est-à-dire avec un minimum d’opérations.
Dans ce but, l’invention propose un ensemble propulsif pour un aéronef, cet ensemble propulsif comportant un panneau de capotage installé dans une zone à haute température dudit ensemble propulsif et réalisant une barrière anti-feu, ledit panneau de capotage comporte une structure de type sandwich comportant une première peau, une seconde peau, et une âme centrale reliant les première et seconde peaux,
caractérisé en ce que la première peau est réalisée dans un seul premier matériau, ce matériau ayant des propriétés de tenue mécanique aux hautes températures et de barrière anti-feu permettant à ladite première peau de résister jusqu’à une température déterminée comprise entre 350 et 400°C, et d’être exposée directement à une flamme sans s’enflammer ni être traversée par ladite flamme pendant au moins 15 minutes, en ce que la seconde peau est réalisée dans un second matériau différent du premier matériau et dépourvu desdites propriétés, et en ce que l’âme centrale est réalisée dans un desdits premier et second matériaux ou dans un matériau différent desdits premier et second matériaux.
Dans la présente demande, on entend par tenue mécanique aux hautes températures, une capacité du matériau à présenter des caractéristiques mécaniques lui permettant de tenir les efforts pour lesquels il est employé sans y adjoindre de protection thermique supplémentaires, c’est-à-dire typiquement à présenter au moins 50% de ses caractéristiques mécaniques habituelles à 20°C.
On entend en outre par barrière anti-feu une capacité du matériau à être exposé directement à une flamme sans lui-même s’enflammer et sans être traversé par la flamme.
Cette caractéristique est particulièrement avantageuse, car une protection thermique du panneau n’est plus nécessaire ou peut être d’épaisseur moindre que celle des panneaux connus de l’état de la technique, et une barrière anti-feu pourra être assurée uniquement par le matériau unique de la première peau, sans que celle-ci ne subisse un quelconque traitement ou ne soit couverte d’un quelconque élément de protection. L’âme centrale et la seconde peau peuvent dès lors être réalisées à moindre coût dans un matériau dépourvu de ces propriétés et donc moins coûteux.
Selon d’autres caractéristiques de l’ensemble propulsif :
- la structure sandwich peut être en matériaux métalliques et dans ce cas :
- la première peau est une plaque en titane ou en acier inoxydable,
- l’âme centrale comporte au moins une couche en alliage d’aluminium comportant des entretoises régulièrement réparties s’étendant entre les première et seconde peaux,
- la seconde peau est une plaque en alliage d’aluminium.
- dans ce cas, la première peau est apte à résister jusqu’à une température de 350 à 400°C,
- la structure sandwich peut être en matériaux composite thermoplastiques et dans ce cas :
- la première peau est une plaque composite en matériau thermoplastique ayant une température de transition vitreuse supérieure à 140°Celsius, notamment de type PEEK ou PEKK, PEI, PAI ou PPSU,
- l’âme centrale comporte au moins une couche d’entretoises régulièrement réparties et s’étendant entre les première et seconde peaux, ladite couche étant en matériau thermoplastique, notamment de type PA, PAN ou PPS, ayant une température de transition vitreuse point de fusion inférieure à celle du matériau de la première peau, et
- la seconde peau est une plaque réalisée dans le même matériau thermoplastique que l’âme centrale,
- lorsque la première peau est en Poly Ether Imide (PEI), celle-ci est apte à résister jusqu’à une température de 150 à 210°C.
Quels que soient les matériaux utilisés, selon d’autres caractéristiques de l’ensemble propulsif :
- chaque couche comporte des entretoises ayant chacune une forme générale de pyramide creuse avec un sommet tronqué plan et une base ouverte dont les côtés sont reliés aux côtés des bases des entretoises voisines par une paroi de la couche qui est parallèle aux peaux et qui s’étend entre les pyramides,
- l’âme centrale comporte une seule couche d’entretoises qui est fixée à la première peau par sa paroi et qui est fixée à la seconde peau par les sommets tronqués plans de ses pyramides.
- en variante, l’âme centrale comporte deux couches superposées, chaque couche étant fixée à une peau correspondante par sa paroi et les couches étant fixées l’une à l’autre par les sommets tronqués plans de leurs pyramides disposées tête-bêche,
- au moins une face de chacune des pyramides comporte au moins une perforation acoustique.
- l’âme centrale peut comporter une unique couche d’alvéoles tubulaires en nids d’abeilles, notamment hexagonaux, dont les extrémités comportent des bords tombés qui sont reliés respectivement aux première et seconde peaux,
- l’âme centrale peut comporter une unique couche formée d’une grille comportant un agencement de premières lames parallèles les unes aux autres, et de secondes lames parallèles les unes aux autres, les secondes lames étant sensiblement perpendiculaires aux premières lames et encastrées dans les premières lames.
L’invention concerne aussi un procédé de fabrication d’un ensemble propulsif du type décrit précédemment, caractérisé en ce qu’il comporte au moins une première étape de soudage de la première peau avec l’âme centrale et au moins une seconde étape de soudage ou de brasage de la seconde peau avec l’âme centrale.
Plus particulièrement, dans le cas d’une âme centrale comportant une couche d’entretoises pyramidales, ce procédé comporte :
- une première étape de soudage de l’unique couche de l’âme centrale à la première peau, le soudage étant réalisé par déplacement d’un outil de soudage sur la paroi du tapis en suivant un chemin déterminé entre les pyramides,
- une deuxième étape de brasage ou collage de la seconde peau avec les sommets tronqués plans des pyramides de l’unique couche de l’âme centrale.
Dans le cas d’une âme centrale comportant deux couches d’entretoises pyramidales, ce procédé comporte :
- une première étape de soudage de chacune des deux couches destinées à former l’âme centrale respectivement à la première peau et à la seconde peau, le soudage étant réalisé par déplacement d’un outil de soudage sur la paroi de chaque couche en suivant un chemin entre les pyramides de chaque couche,
- une deuxième étape de brasage entre les sommets tronqués plans des pyramides de chacune des deux couches pour les réunir et former l’âme centrale.
Dans les autres modes de réalisation de l’âme centrale, ce procédé comporte :
- une première étape de soudage de l’âme centrale à la première peau, le soudage étant réalisé par un outil de soudage,
- une deuxième étape de brasage ou de collage de la seconde peau avec l’âme centrale.
Avantageusement, dans le cadre d’un procédé appliqué à des matériaux métalliques et à une âme centrale comportant des entretoises pyramidales, on utilise au cours de la première étape un outil de friction-malaxage comme outil de soudage. En variante, il est possible d’utiliser comme outil de soudage un outil de soudage laser ou un outil de soudage par point.
De préférence, préalablement à cette première étape, on réalise une étape préalable de pointage au cours de laquelle on effectue un pointage par soudage par point entre la paroi de la couche de l’âme centrale et la première peau.
Avantageusement, dans le cadre d’un procédé appliqué à des matériaux thermoplastiques, on utilise au cours de la première étape comme outil de soudage un outil de soudage par ultrasons ou un outil de soudage par induction..
D'autres caractéristiques et avantages de l'invention apparaitront au cours de la lecture de la description détaillée qui va suivre pour la compréhension de laquelle on se reportera aux dessins annexés dans lesquels :
On a représenté à la un ensemble propulsif 10 d'aéronef, comportant un turboréacteur 12 logé dans une nacelle 14. La nacelle 14 comporte notamment une structure fixe externe 16 ou OFS, acronyme anglo-saxon de « Outer Fixed Structure », et une structure fixe interne 18 ou IFS, acronyme anglo-saxon de « Inner Fixed Structure » délimitant un compartiment moteur 22 du turboréacteur. Ces deux structures 16, 18 sont concentriques et définissent une veine 20 d’air secondaire dans laquelle circule de l'air « froid » F lorsque le turboréacteur 12 est en fonctionnement. La structure fixe interne 18 constitue donc l'enveloppe externe du compartiment moteur 22 du turboréacteur 12 qui est baigné par de l’air « chaud » C échauffé autour de carters chauds du générateur de gaz du turboréacteur notamment par l’enveloppe de l chambre de combustion et des carters de turbines qui sont en aval de celle-ci, et qui forment l’enveloppe externe de la veine primaire du turboréacteur. La structure fixe interne 28 peut comporter un ou plusieurs panneaux de capotage conformes à l’invention.
Conventionnellement, comme l’illustrent les figures 2 et 3, un tel panneau de capotage 24 assure des fonctions de tenue mécanique aux hautes températures et de barrière anti-feu.
Dans la présente demande, on entend par tenue mécanique aux hautes températures, une capacité du matériau à présenter des caractéristiques mécaniques lui permettant de tenir les efforts pour lesquels il est employé sans y adjoindre de protection thermique supplémentaires, c’est-à-dire typiquement à présenter au moins 50% de ses caractéristiques mécaniques habituelles à 20°C, telles que par exemple et de manière non limitative de l’invention la résistance mécanique à la traction, la résistance pratique de cisaillement, ou encore la raideur.
Un tel matériau est donc un matériau conservant son intégrité à la température de service.
On entend en outre par barrière anti-feu, une propriété du panneau à être exposé directement à une flamme sans lui-même s’enflammer et sans être traversé par la flamme.
Le panneau 24 comporte une structure de type sandwich comportant une première peau 26, une seconde peau 28 et une âme centrale 30 reliant les première peau 26 et seconde peau 28.
La première peau 26 est baignée par le flux d’air C et la seconde peau 28 est baignée par le flux d’air F.
Selon un premier état antérieur de la technique qui a été représenté à la , la structure du panneau de capotage 24 est une structure en alliage d’aluminium, la première peau 26 et la seconde peau 28 en aluminium étant assemblées par tout procédé adapté, notamment par collage, de part et d’autre d’une couche de nids d’abeille en aluminium. La première peau 26 reçoit une couche de protection comportant un matériau composite à matrice céramique, les deux peaux et l’âme centrale 30 étant par exemple réalisées en aluminium. Pour déposer la couche de protection, on convertit en alumine une partie de l'épaisseur de la première peau 26 par oxydation, puis on dépose dessus une couche fibreuse 32 comportant des fibres d'un matériau céramique, et enfin on procède au frittage de la couche fibreuse, à une température permettant la consolidation du matériau céramique. La seconde peau 28 comporte des perforations acoustiques qui communiquent avec des alvéoles 36 de l’âme centrale 30. Cette conception nécessite un traitement particulier de la première peau 26 consistant en plusieurs opérations et de ce fait cette conception présente l’inconvénient d’être particulièrement chronophage et onéreuse.
Selon un autre état antérieur de la technique qui n’a pas été représenté, il est connu de revêtir la première peau 26 de tuiles rapportées présentant des caractéristiques de protection thermique et anti-feu.
Selon un second état antérieur de la technique qui a été représenté à la , la structure du panneau de capotage 24 est une structure en titane, en alliage de titane, ou en acier inoxydable, qui comporte la première peau 26 et la seconde peau 28 assemblées de part et d’autre d’une couche de nid d’abeilles en titane ou en acier inoxydable formant l’âme centrale 30. De la même manière que dans le mode de réalisation précédent, la seconde peau 28 comporte des perforations acoustiques 34 qui communiquent avec les alvéoles 36 de la couche de nid d’abeilles. Cette conception est plus simple d’assemblage mais reste très onéreuse dans le cas de l’emploi de titane pour l’intégralité du panneau de capotage 24, ou très lourde dans le cas de l’emploi d’acier inoxydable.
De tels panneaux de capotage 24 peuvent également être utilisés pour former des volets d’inverseurs de poussée, placés en sortie du turboréacteur, dans ce cas la première peau 26 est susceptible d’être exposée à des gaz chauds sortant du turboréacteur.
Néanmoins, il n’est pas nécessaire de proposer une âme centrale 30 et une seconde peau 28 en titane dans la mesure où celles-ci ne sont pas directement exposées à des gaz à température élevée.
L’invention remédie aux inconvénients précités en proposant un panneau 24 de conception simplifiée.
Conformément à l’invention, comme l’illustre la , la première peau 26 est réalisée dans un seul premier matériau. Cette conception permet un assemblage et l’utilisation directe de la première peau 26, sans traitement spécifique visant à lui conférer des caractéristiques de protection thermique et anti–feu. En effet, c’est le matériau de la première peau 26 qui est choisi, entre la première 26 et la seconde peau 28, et pour présenter les meilleures propriétés de tenue mécanique à haute température et de barrière anti-feu.
On rappelle qu’on entend par tenue mécanique aux hautes températures, une capacité du matériau à présenter des caractéristiques mécaniques lui permettant de tenir les efforts pour lesquels il est employé sans y adjoindre de protection thermique supplémentaire, c’est-à-dire typiquement de présenter au moins 50% de ses caractéristiques mécaniques habituelles à 20°C, telles que par exemple et de manière non limitative de l’invention la résistance mécanique à la traction, la résistance pratique de cisaillement, ou encore la raideur.
On entend par protection anti-feu, une capacité du panneau à être exposé directement à une flamme sans lui-même s’enflammer.
La seconde peau 28, quant à elle, est réalisée dans un second matériau différent du premier matériau et qui est dépourvu des propriétés de tenue mécanique à la température et anti–feu précitées.
Enfin, l’âme centrale 30 est réalisée dans un desdits premier et second matériaux ou dans un matériau différent desdits premier et second matériaux.
De préférence, pour simplifier l’assemblage du panneau 24, le matériau de l’âme centrale sera de préférence choisi identique au matériau de la seconde peau 28.
Cette conception est particulièrement avantageuse car elle permet de s’affranchir de traitements particuliers de la première peau 26. Le choix d’un matériau différent pour la seconde peau 28, moins onéreux, permet par ailleurs de réduire le coût d’un tel panneau 24.
Comme on va le voir dans la suite de la présente description, les propriétés de tenue mécanique à la température et de barrière anti-feu du matériau de la première peau 26 et le choix d’un matériau différent pour la seconde peau 28 imposent une méthode particulière de fixation de la première peau 26 à l’âme centrale 30, La méthode de fixation de la seconde peau 28 à l’âme centrale 30 peut être identique ou différente.
Ainsi, d’une manière générale, un procédé de fabrication d’un ensemble propulsif selon l’invention comporte au moins une étape de soudage de la première peau 26 avec l’âme centrale 30 et au moins une étape de soudage ou de brasage de la seconde peau avec l’âme centrale.
Selon l’invention, deux modes de réalisation du panneau 24 peuvent être envisagés, à savoir un premier mode de réalisation dans lequel celui-ci est réalisé en matériaux métalliques, et un second mode de réalisation dans lequel il est réalisé en matériaux composites thermoplastiques. Dans chacun de ces deux modes de réalisation, il existe trois modes principaux de réalisation de l’âme centrale 30, dépendant de sa structure.
Dans le premier mode de réalisation de l’ensemble propulsif, la structure sandwich est en matériaux métalliques.
La première peau 26 est une plaque en titane ou en acier inoxydable. De ce fait, la première peau 26 comporte intrinsèquement des caractéristiques de tenue mécanique à la température et de barrière anti feu qui la dispensent d’un traitement additionnel ou de l’ajout de tuiles de protection ou d’un recouvrement par une protection thermique lui permettant de présenter les caractéristiques susmentionnées.
Le matériau de la première peau est ainsi apte à être exposé à des températures jusqu’à 350 à 400°C sans modifications substantielles de ses caractéristique mécaniques, et apte à être exposé directement à une flamme sans lui-même s’enflammer et sans être traversé par cette flamme.
La première peau 26 présentant toutes les caractéristiques requises de tenue mécanique à la température et de barrière anti–feu, il n’est pas nécessaire que les autres matériaux du panneau 24 soient réalisés en acier inoxydable ou en titane.
Ainsi, la seconde peau 28 est une plaque en alliage d’aluminium. L’âme centrale 30, quant à elle, comporte au moins une couche 38 réalisée de préférence en alliage d’aluminium et comportant des entretoises régulièrement réparties s’étendant entre les première et seconde peaux 26, 28. Ces entretoises vont être décrites ultérieurement dans la suite de la présente description. L’utilisation d’un alliage d’aluminium permet, par conduction à travers la seconde peau et l’âme, de maintenir l’ensemble de la pièce à une température faible.
Dans le second mode de réalisation de l’ensemble propulsif, la structure sandwich est en matériaux thermoplastiques.
La première peau 26 est une plaque en matériau thermoplastique ayant un point de fusion supérieur à 340 degrés tel que du PEEK (Poly Ether Ether Cétone ayant une température de fusion de 343°C) ou de PEKK (Poly Ether Cetone Cetone ayant une température de fusion de 386°C), ou un matériau analogue comme le PEI (Poly Ether Imide), le PAI (Polyamide-Imide) ou le PPSU (Poly Phényl Sulfone). Ce matériau thermoplastique est également apte à être exposé directement à une flamme sans lui-même s’enflammer et à réaliser la barrière anti-feu, pendant une durée d’exposition d’au moins 15 minutes. Lorsque le matériau est du PEI de la première peau est du Poly Ether Imide (PEI), celle-ci est apte à résister jusqu’à une température de 150 à 210°C.
Une protection thermique additionnelle, afin d’assurer une température autour de la première peau compatible de la capacité de passage d’efforts, et en particulier à un niveau inférieur à sa température de transition vitreuse, peut éventuellement être ajoutée à la première peau. Elle sera d’épaisseur plus faible que dans le cas des panneaux connus de l’état de la technique avec un panneau collé réalisé en matériau composite à matrice thermodure, les températures admissibles étant supérieures. Ainsi, à titre d’exemple, pour une première peau en PEI, on estime que grâce à l’invention, l’épaisseur de cette protection additionnelle peut être réduite de 20 mm à 10 mm par rapport à une première peau conventionnelle réalisée en matrice thermodure.
L’âme centrale 30 comporte de la même façon que précédemment au moins une couche 38 d’entretoises régulièrement réparties et s’étendant entre les première et seconde peaux 26, 28. Cette couche est en matériau thermoplastique de type PA (Poly Amide), PAN (Poly Acrylo Nitrile), avec une température de transition vitreuse plus basse que le matériau de la première couche puisqu’elle est d’environ 105°C) ou PPS (Poly Phénylène Sulfide, avec une température de transition vitreuse plus basse que le matériau de la première couche puisqu’elle est d’environ 85°C), ou un matériau analogue.
Enfin, la seconde peau 28 est une plaque réalisée dans le même matériau thermoplastique que l’âme centrale 30, c’est-à-dire matériau plastique de type PA, PAN ou PPS.
Comme on l’a évoqué ci-dessus, dans chacun de ces deux modes de réalisation du panneau 24, qui sont tributaires des matériaux utilisés, l’âme centrale 24 peut être envisagée suivant plusieurs modes de réalisation qui dépendent de sa structure.
Ainsi, selon un premier mode de réalisation qui a été représenté aux figures 5 à 10, chaque couche 38 comporte des entretoises 40 ayant chacune une forme générale de pyramide creuse avec un sommet tronqué plan 42 et une base ouverte 44 dont les côtés 46 sont reliés aux côtés 46 des bases 44 des entretoises 40 voisines par une paroi 48 de la couche qui est parallèle aux peaux 26, 28 et qui s’étend entre les pyramides. Les pyramides comportent, outre leurs sommets tronqués 42, des flancs inclinés 50.
Chaque couche d’entretoises pyramidales est obtenue à partir d’un flan plan 51 qui a été représenté à la . Ce flan plan 51 est destiné à être déformé en trois dimensions par un pliage simple pour former les entretoises 40 en forme de pyramide creuse. À cet effet, le flan plan 51 comporte des découpes 53 qui sont destinées à disparaître lorsque les flancs inclinés 50 se rejoignent.
Selon le premier ou second mode de réalisation du panneau 24 choisi, la mise en forme du flan plan 51 est différente. Lorsqu’il s’agit d’un matériau métallique, celui-ci est simplement embouti sur une matrice, alors que lorsqu’il s’agit d’un matériau thermoplastique celui-ci est déformé par chauffage, également sur une matrice.
La illustre une couche 38 d’entretoises 40 fixée à la première peau 26. Par adjonction de la seconde peau 28, comme représentée à la , on obtient, selon une première variante de ce premier mode de réalisation de l’âme centrale 30, un panneau 24 ne comportant qu’une couche 38 d’entretoises 40 entre la première peau 26 et la seconde peau 28.
Le panneau 24 ne comporte pas nécessairement qu’une couche d’entretoises 38. Il peut en effet, selon un second mode de réalisation de l’âme centrale 30, en comporter deux, comme représenté à la .
Dans la première variante du premier mode de réalisation de l’âme centrale 30, l’unique couche 38 d’entretoises 40 est fixée à la première peau 26 par sa paroi 48 et elle est fixée à la seconde peau 28 par les sommets tronqués plans 42 de ses pyramides 40, comme on l’a représenté à la .
Dans les deux variantes de ce premier mode de réalisation, on remarquera que, de préférence, au moins une face de chacune des pyramides 40 comporte au moins une perforation acoustique 52, 54.
Ainsi, comme l’illustrent les figures 5, 6, 9, et 10 les sommets tronqués plan 42 des pyramides 40 peuvent comporter des perforations acoustiques 52.
Les perforations acoustiques 52 sont destinées à communiquer avec des perforations acoustiques 54 formées dans la seconde peau 28, comme représentée à la . En variante, ou en combinaison de ces perforations 52, les flancs 50 des pyramides 40 peuvent comporter des perforations acoustiques 56, comme représenté à la .
Dans tous les cas, ces perforations 52, 54 permettent de mettre en communication le milieu extérieur de l’air baignant la seconde peau 28 avec l’intérieur des entretoises pyramidales 40, qui est pris entre les parois extérieures des pyramides et la première peau 26. De la sorte l’intérieur des entretoises pyramidales 40 constitue un résonateur acoustique.
Dans les deux variantes de ce premier mode de réalisation, le procédé de fabrication du panneau 24 diffère selon la variante envisagée, c’est-à-dire selon que l’âme centrale 30 comporte une ou deux couches 38.
Dans la première variante du premier mode de réalisation, le procédé de fabrication du panneau 24 comporte, comme l’illustrent les figures 8 et 16, une première étape ET1 de soudage de l’unique couche 38 de l’âme centrale 30 à la première peau26, le soudage étant réalisé par déplacement d’un outil de soudage 55 sur la paroi 48 de la couche 38 en suivant un chemin déterminé W entre les pyramides 40. Le chemin déterminé W serpente de préférence entre les pyramides 40 pour couvrir le maximum de la surface de la paroi 48.
Puis, comme l’illustrent les figures 9 et 16, le procédé comporte une deuxième étape ET2 de brasage ou collage de la seconde peau 28 avec les sommets tronqués plans 42 des pyramides 40 de l’unique couche 38 de l’âme centrale 30.
Plus particulièrement, lorsque les matériaux sont métalliques, la première étape ET1 de soudage est réalisé en utilisant de préférence comme outil de soudage un outil de friction-malaxage, consistant, de manière connue en soi, en un pion rotatif que l’on déplace le long de la paroi 48 de manière à ce que la rotation du pion à haute vitesse rende pâteux le matériau de la paroi 48 et celui de la première peau 26 en les mêlant intimement. En variante on peut également utiliser comme outil de soudage un outil de soudage laser ou un outil de soudage par point.
De préférence, le procédé peut également comporter une étape préalable ET0 de pointage intervenant avant la première étape ET1 au cours de laquelle on effectue un pointage par soudage par point entre la paroi 48 de la couche 38 et la première peau 26.
La deuxième étape ET2 est dans ce cas une étape de brasage avec utilisation d’un métal d’apport entre les sommets tronqués plans 42 des pyramides 40 et la seconde peau 28.
Lorsque les matériaux sont thermoplastiques, au cours de la première étape ET1, on utilise de préférence comme outil de soudage un outil de soudage par ultrasons ou un outil de soudage par induction. La deuxième étape ET2 est dans ce cas, soit une étape de brasage avec utilisation d’un matériau thermoplastique d’apport entre les sommets tronqués plans 42 des pyramides 40 et la seconde peau 28, soit par une étape de collage de la seconde peau 28 sur les sommets tronqués plans 42 des pyramides 40, soit encore une étape de soudage par ultrasons ou induction.
Dans la seconde variante du premier mode de réalisation de l’âme centrale 30, comme on peut le voir à la , celle-ci comporte deux couches 38 superposées. Chaque couche 38 est fixée à une peau 26 ou 28 correspondante par sa paroi 48 et les deux couches 38 sont fixées l’une à l’autre par les sommets tronqués 42 plans de leurs pyramides 40 disposées tête-bêche.
Dans ce cas le procédé de fabrication de l’ensemble propulsif est légèrement différent et comporte, en ce qui concerne la fabrication des panneaux 24, une première étape de soudage de chacune des deux couches 38 destinées à former l’âme centrale 30 respectivement à la première peau 26 et à la seconde peau 28, le soudage étant réalisé par déplacement de l’outil de soudage 55 sur la paroi de chaque couche 48 en suivant le chemin W entre les pyramides de chaque couche 38.
Comme précédemment, le soudage est réalisé, dans le cas de matériaux métalliques, par soudage par friction-malaxage, soudage laser, ou soudage par point, et, dans le cas de matériau thermoplastique, par soudage par ultrasons ou par induction.
Puis, le procédé de fabrication de l’ensemble propulsif comporte une deuxième étape ET2 de brasage entre les sommets tronqués plans 42 des pyramides 40 de chacune des deux couches 38 pour les réunir et former l’âme centrale 30, comme représenté par les flèches de la . Le brasage est réalisé, dans le cas de matériaux métalliques, avec l’aide d’un métal d’apport, ou dans le cas de matériau thermoplastique, avec l’aide d’un matériau thermoplastique d’apport.
Dans les deux variantes de ce premier mode de rédaction, l’utilisation de pyramides 40 tronquées permet un degré de liberté dans le sens vertical au moment du brasage ce qui permet de s’accommoder de tolérances plus importantes pour réaliser un bon accostage des pièces et une bonne diffusion du matériau d’apport entre les deux pièces à assembler.
Dans chacun des deux modes de réalisation du panneau 24, c’est-à-dire métallique ou plastique, il existe deux autres modes de réalisation de l’âme centrale 30.
Selon un deuxième mode de réalisation de l‘âme centrale 30 qui a été représenté à la , l’âme centrale 30 comporte une unique couche 38 formée d’une grille comportant un agencement de premières lames 58 parallèles les unes aux autres, et de secondes lames 60 parallèles les unes aux autres, les secondes 60 lames étant sensiblement perpendiculaires aux premières lames et encastrées dans les premières lames 58. On a représenté à la les premières lames 58 qui comportent à intervalles réguliers des encoches 62 destinées à recevoir les secondes lames 60 et à les espacer de manière régulière. On a représenté à la les secondes lames 60.
Les premières lames 58, comme les secondes lames 60, comportent un profil en forme de Z. Les premières lames 58 comportent ainsi des pattes horizontales d’extrémité 64, et les secondes lames 60 comportent des pattes horizontales d’extrémité 66. C’est ces pattes 64, 66 qui, permettent la fixation par soudage ou par brasage de l’âme centrale 30 avec les peaux 26 ou 28.
On remarquera que deux agencements peuvent être envisagés, à savoir que soit les secondes pattes 60 sont toutes orientées dans la même direction comme représenté à la , soit elles sont orientées tête-bêche comme représenté à la .
Selon un troisième mode de réalisation de l‘âme centrale 30 qui a été représenté à la , l’âme centrale 30 comporte une unique couche 38 d’alvéoles tubulaires 68 en nids d’abeilles, de préférence mais non limitativement hexagonaux, dont les extrémités 70 comportent des bords tombés 72. Ces bords tombés 72 sont reliés respectivement aux première et seconde peaux 26, 28, comme précédemment, par soudage, brasage, ou collage.
L’invention propose donc un ensemble propulsif d’aéronef comportant un panneau 24 qui présente de nombreux avantages par rapport aux panneaux connus de l'état de la technique.
Dans le cas particulier de panneaux 24 métalliques, les panneaux 24 sont en premier lieu plus légers, puisque l’âme centrale et la seconde peau 28 sont réalisées en alliage d’aluminium. La première peau 26, réalisée en Titane T40/T60 est également moins chaude grâce à la conduction thermique de l’âme centrale 30 et de la seconde peau 28.
Dans le cas particulier de panneaux 24 thermoplastiques, les peaux 26 et 28 peuvent avantageusement être estampées avec des temps de fabrication réduit, et de surcroît, lorsqu’il est utilisé, le collage est une opération courte qui permet de réduire les temps de fabrication. Les panneaux 24 en plastique offrent aussi des possibilités de réparation par soudure entre la seconde peau 28 acoustique et le matériau de l’âme centrale 30.
En tout état de cause, les panneaux 24 présentent des temps de fabrication réduits, ce qui permet d’en diminuer les coûts.
Claims (15)
- Ensemble propulsif (10) pour un aéronef, cet ensemble propulsif comportant un panneau de capotage (24) installé dans une zone à haute température dudit ensemble propulsif (10) et réalisant une barrière anti-feu, ledit panneau de capotage comportant une structure de type sandwich comportant une première peau (26), une seconde peau (28), et une âme centrale (30) reliant les première et seconde peaux,
caractérisé en ce que la première peau (26) est réalisée dans un seul premier matériau, ce matériau ayant des propriétés de tenue mécanique aux hautes températures et de barrière anti-feu permettant à ladite première peau (26) de résister jusqu’à une température déterminée entre 150 et 400°C, et d’être exposée directement à une flamme sans s’enflammer ni être traversée par ladite flamme pendant au moins 15 minutes, en ce que la seconde peau (28) est réalisée dans un second matériau différent du premier matériau et dépourvu desdites propriétés, et en ce que l’âme centrale (30) est réalisée dans un desdits premier et second matériaux ou dans un matériau différent desdits premier et second matériaux. - Ensemble propulsif (10) selon la revendication 1, caractérisé en ce que la structure sandwich est en matériaux métalliques et en ce que :
- la première peau (26) est une plaque en titane ou en acier inoxydable,
- l’âme centrale (30) comporte au moins une couche (38) en alliage d’aluminium comportant des entretoises (40) régulièrement réparties s’étendant entre les première et seconde peaux (26, 28), et
- la seconde peau (28) est une plaque en alliage d’aluminium. - Ensemble propulsif selon la revendication 2, caaractérisé en ce que la première peau est apte à résister jusqu’à une température de 350 à 400°C.
- Ensemble propulsif (10) selon la revendication 1, caractérisé en ce que la structure sandwich est en matériaux thermoplastiques et en ce que :
- la première peau (26) est une plaque composite en matériau thermoplastique ayant une température de transition vitreuse supérieure à 140 degrés Celsius,
- l’âme centrale (30) comporte au moins une couche (38) d’entretoises (40) régulièrement réparties et s’étendant entre les première et seconde peaux (26, 28), ladite couche (38) étant en matériau thermoplastique ayant une température de transition vitreuse inférieure à celle du matériau de la première peau (26), et
- la seconde peau (28) est une plaque réalisée dans le même matériau thermoplastique que l’âme centrale (30). - Ensemble propulsif selon la revendication précédente, caractérisé en ce que la première peau est en Poly Ether Imide (PEI) et est apte à résister jusqu’à une température de 150 à 210°C.
- Ensemble propulsif (10) selon l’une des revendications 2 à 5, caractérisé en ce que chaque couche (38) comporte des entretoises ayant chacune une forme générale de pyramide creuse avec un sommet tronqué plan (42) et une base ouverte (44) dont les côtés (46) sont reliés aux côtés (46) des bases (44) des entretoises (40) voisines par une paroi (48) de la couche (38) qui est parallèle aux peaux (26, 26) et qui s’étend entre les pyramides.
- Ensemble propulsif (10) selon la revendication 6, caractérisé en ce que l’âme centrale (30) comporte une seule couche d’entretoises (40) qui est fixée à la première peau (26) par sa paroi (48) et qui est fixée à la seconde peau (28) par les sommets tronqués plans (42) de ses pyramides.
- Ensemble propulsif (10) selon la revendication 6, caractérisé en ce que l’âme centrale (30) comporte deux couches (38) superposées, chaque couche (38) étant fixée à une peau (26, 28) correspondante par sa paroi (40) et les deux couches (38) étant fixées l’une à l’autre par les sommets tronqués plans (42) de leurs pyramides disposées tête-bêche.
- Ensemble propulsif (10) selon l’une des revendications 4 à 8, caractérisé en ce qu’au moins une face (42, 52) de chacune des pyramides comporte au moins une perforation acoustique (52, 54).
- Ensemble propulsif (10) selon l’une des revendications 2 à 5, caractérisé en ce que l’âme centrale (30) comporte une unique couche (38) d’alvéoles tubulaires (68) en nids d’abeilles dont les extrémités (70) comportent des bords tombés (72) qui sont reliés respectivement aux première et seconde peaux (26, 28).
- Ensemble propulsif (10) selon l’une des revendications 2 à 5, caractérisé en ce que l’âme centrale comporte une unique couche (38) formée d’une grille comportant un agencement de premières lames (58) parallèles les unes aux autres, et de secondes lames (60) parallèles les unes aux autres, les secondes lames (60) étant sensiblement perpendiculaires aux premières lames (58) et encastrées dans les premières lames (58).
- Procédé de fabrication d’un ensemble propulsif (10) selon l’une des revendications précédentes, caractérisé en ce qu’il comporte au moins une étape de soudage (ET1) de la première peau (26) avec l’âme centrale (30) et au moins une étape de soudage ou de brasage (ET2) de la seconde peau (28) avec l’âme centrale (30).
- Procédé de fabrication selon la revendication 12, l’ensemble propulsif (10) étant tel que défini à la revendication 7, caractérisé en ce qu’il comporte :
- une première étape (ET1) de soudage de l’unique couche (38) de l’âme centrale (30) à la première peau (26), le soudage étant réalisé par déplacement d’un outil de soudage (55) sur la paroi de la couche (38) en suivant un chemin déterminé (W) entre les pyramides, et
- une deuxième étape (ET2) de brasage ou collage de la seconde peau (28) avec les sommets tronqués plans (42) des pyramides de l’unique couche (38) de l’âme centrale (30). - Procédé de fabrication selon la revendication 12, l’ensemble propulsif (10) étant tel que défini à la revendication 8, caractérisé en ce qu’il comporte :
- une première étape de soudage (ET1) de chacune des deux couches (38) destinées à former l’âme centrale (30) respectivement à la première peau (26) et à la seconde peau (28), le soudage étant réalisé par déplacement d’un outil de soudage (55) sur la paroi (48) de chaque couche (38) en suivant un chemin (W) entre les pyramides de chaque couche (38), et
- une deuxième étape (ET2) de brasage entre les sommets tronqués plans (42) des pyramides de chacune des deux couches (38) pour les réunir et former l’âme centrale (30). - Procédé de fabrication selon la revendication 12, l’ensemble propulsif (10) étant tel que défini à la revendication 10 ou 11, caractérisé en ce qu’il comporte :
- une première étape (ET1) de soudage de l’âme centrale (30) à la première peau, le soudage étant réalisé par un outil de soudage, et
- une deuxième étape de brasage ou de collage de la seconde peau (38) avec l’âme centrale (30).
Priority Applications (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR2207817A FR3138473A1 (fr) | 2022-07-28 | 2022-07-28 | Ensemble propulsif d’aeronef comportant un panneau de capotage ameliore |
| PCT/FR2023/051171 WO2024023448A1 (fr) | 2022-07-28 | 2023-07-26 | Ensemble propulsif d'aeronef comportant un panneau de capotage ameliore |
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR2207817A FR3138473A1 (fr) | 2022-07-28 | 2022-07-28 | Ensemble propulsif d’aeronef comportant un panneau de capotage ameliore |
| FR2207817 | 2022-07-28 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| FR3138473A1 true FR3138473A1 (fr) | 2024-02-02 |
Family
ID=83354959
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| FR2207817A Pending FR3138473A1 (fr) | 2022-07-28 | 2022-07-28 | Ensemble propulsif d’aeronef comportant un panneau de capotage ameliore |
Country Status (2)
| Country | Link |
|---|---|
| FR (1) | FR3138473A1 (fr) |
| WO (1) | WO2024023448A1 (fr) |
Citations (9)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| WO1992000183A1 (fr) * | 1990-06-28 | 1992-01-09 | Short Brothers Plc | Element de construction composite |
| FR2938014A1 (fr) * | 2008-11-06 | 2010-05-07 | Aircelle Sa | Panneau d'attenuation acoustique pour nacelle de moteur d'aeronef |
| GB2466045A (en) * | 2008-12-09 | 2010-06-16 | Gurit | Core for composite laminated article and manufacture thereof |
| FR2940360A1 (fr) * | 2008-12-22 | 2010-06-25 | Aircelle Sa | Panneau d'attenuation acoustique pour nacelle de moteur d'aeronef,structure d'entree d'air et structure interne fixe incorporant ledit panneau |
| US20120037449A1 (en) * | 2005-04-04 | 2012-02-16 | Hexcel Corporation | Acoustic honeycomb with perforated septum caps |
| FR3044960A1 (fr) | 2015-12-15 | 2017-06-16 | Aircelle Sa | Panneau pour nacelle de turboreacteur d’aeronef, comportant une protection thermique et une protection anti-feu |
| FR3044961A1 (fr) | 2015-12-15 | 2017-06-16 | Aircelle Sa | Panneau pour nacelle de turboreacteur comportant une protection thermique et procede de fabrication d’un tel panneau |
| US20180218723A1 (en) * | 2017-02-01 | 2018-08-02 | General Electric Company | Continuous degree of freedom acoustic cores |
| US20210355880A1 (en) * | 2020-05-15 | 2021-11-18 | The Boeing Company | Method of using additively manufactured acoustic panels using fine tuned helmholtz resonators for noise reduction |
Family Cites Families (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR2940369A1 (fr) | 2008-12-19 | 2010-06-25 | Valeo Sys Controle Moteur Sas | Dispositif d'injection de carburant pour moteur a injection directe de vehicule automobile |
-
2022
- 2022-07-28 FR FR2207817A patent/FR3138473A1/fr active Pending
-
2023
- 2023-07-26 WO PCT/FR2023/051171 patent/WO2024023448A1/fr unknown
Patent Citations (9)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| WO1992000183A1 (fr) * | 1990-06-28 | 1992-01-09 | Short Brothers Plc | Element de construction composite |
| US20120037449A1 (en) * | 2005-04-04 | 2012-02-16 | Hexcel Corporation | Acoustic honeycomb with perforated septum caps |
| FR2938014A1 (fr) * | 2008-11-06 | 2010-05-07 | Aircelle Sa | Panneau d'attenuation acoustique pour nacelle de moteur d'aeronef |
| GB2466045A (en) * | 2008-12-09 | 2010-06-16 | Gurit | Core for composite laminated article and manufacture thereof |
| FR2940360A1 (fr) * | 2008-12-22 | 2010-06-25 | Aircelle Sa | Panneau d'attenuation acoustique pour nacelle de moteur d'aeronef,structure d'entree d'air et structure interne fixe incorporant ledit panneau |
| FR3044960A1 (fr) | 2015-12-15 | 2017-06-16 | Aircelle Sa | Panneau pour nacelle de turboreacteur d’aeronef, comportant une protection thermique et une protection anti-feu |
| FR3044961A1 (fr) | 2015-12-15 | 2017-06-16 | Aircelle Sa | Panneau pour nacelle de turboreacteur comportant une protection thermique et procede de fabrication d’un tel panneau |
| US20180218723A1 (en) * | 2017-02-01 | 2018-08-02 | General Electric Company | Continuous degree of freedom acoustic cores |
| US20210355880A1 (en) * | 2020-05-15 | 2021-11-18 | The Boeing Company | Method of using additively manufactured acoustic panels using fine tuned helmholtz resonators for noise reduction |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| WO2024023448A1 (fr) | 2024-02-01 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| WO2010012900A2 (fr) | Panneau d'atténuation acoustique pour nacelle de moteur d'aéronef | |
| EP2763892B1 (fr) | Procédé de fabrication d'un panneau d'absorption acoustique | |
| EP2321510B1 (fr) | Structure d'entrée d'air de nacelle de turboréacteur à dégivrage pneumatique | |
| EP2356028B1 (fr) | Trappe de surpression destinée à être montée sur une paroi d'une nacelle pour turboréacteur | |
| EP1557553B1 (fr) | Bras monobloc accroche-flammes pour un dispositif de post-combustion d'un turboréacteur à double flux | |
| CA2782661C (fr) | Chambre de combustion pour turbomachine | |
| EP2188177B1 (fr) | Fixation d'une structure d'une nacelle de turboreacteur par bride couteau/gorge renforcee | |
| CA2770257A1 (fr) | Ensemble structurant pour une tuyere d'ejection | |
| EP2391542A2 (fr) | Nacelle d'aeronef comprenant un systeme de traitement acoustique optimise | |
| EP2948373A1 (fr) | Ensemble propulsif d'un aeronef comprenant un joint a brosse resistant aux hautes temperatures | |
| FR2956875A1 (fr) | Aube allegee pour turbomachine, carter comportant une pluralite d'une telle aube et turbomachine comportant au moins un tel carter | |
| WO2020174162A1 (fr) | Système alvéolaire dilatable pour panneau sandwich | |
| FR3044960A1 (fr) | Panneau pour nacelle de turboreacteur d’aeronef, comportant une protection thermique et une protection anti-feu | |
| EP3673163B1 (fr) | Structure alvéolaire et dispositif d'atténuation acoustique pour nacelle d'ensemble propulsif d'aéronef | |
| FR3073206A1 (fr) | Procede de fabrication de panneau structural et/ou acoustique pour nacelle d'ensemble propulsif d'aeronef, et dispositif s'y rapportant | |
| FR3036061B1 (fr) | Panneau composite et nacelle de turboreacteur d’aeronef comprenant un tel panneau | |
| FR2940360A1 (fr) | Panneau d'attenuation acoustique pour nacelle de moteur d'aeronef,structure d'entree d'air et structure interne fixe incorporant ledit panneau | |
| WO2024023448A1 (fr) | Ensemble propulsif d'aeronef comportant un panneau de capotage ameliore | |
| FR2938014A1 (fr) | Panneau d'attenuation acoustique pour nacelle de moteur d'aeronef | |
| EP3831719B1 (fr) | Carénage arrière de mât de moteur d'aéronef à bouclier thermique multicouche | |
| FR3075690A1 (fr) | Procede de reparation de panneaux sandwich en materiaux composites ou metaliques avec un procede de production additive | |
| FR3044961A1 (fr) | Panneau pour nacelle de turboreacteur comportant une protection thermique et procede de fabrication d’un tel panneau | |
| WO2011107682A2 (fr) | Ensemble de refroidissement pour un composant d'une nacelle pour turboréacteur | |
| WO2023062329A1 (fr) | Ensemble arrière pour nacelle de turboréacteur | |
| EP2986838A1 (fr) | Tuyère pour turbopropulseur d'aéronef à soufflante non carénée |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PLFP | Fee payment |
Year of fee payment: 2 |
|
| PLSC | Publication of the preliminary search report |
Effective date: 20240202 |
|
| PLFP | Fee payment |
Year of fee payment: 3 |