WO2013050698A1 - Procédé de fabrication d'un panneau d'absorption acoustique - Google Patents

Procédé de fabrication d'un panneau d'absorption acoustique Download PDF

Info

Publication number
WO2013050698A1
WO2013050698A1 PCT/FR2012/052232 FR2012052232W WO2013050698A1 WO 2013050698 A1 WO2013050698 A1 WO 2013050698A1 FR 2012052232 W FR2012052232 W FR 2012052232W WO 2013050698 A1 WO2013050698 A1 WO 2013050698A1
Authority
WO
WIPO (PCT)
Prior art keywords
acoustic absorption
cells
manufacturing
acoustic
absorption panel
Prior art date
Application number
PCT/FR2012/052232
Other languages
English (en)
Inventor
Hervé HURLIN
Pierre Caruel
Original Assignee
Aircelle
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 Aircelle filed Critical Aircelle
Priority to BR112014008180A priority Critical patent/BR112014008180A2/pt
Priority to EP12775813.4A priority patent/EP2763892B1/fr
Priority to RU2014117394/11A priority patent/RU2014117394A/ru
Priority to CN201280048639.6A priority patent/CN104024104A/zh
Priority to CA2850455A priority patent/CA2850455A1/fr
Publication of WO2013050698A1 publication Critical patent/WO2013050698A1/fr
Priority to US14/245,836 priority patent/US9390704B2/en

Links

Classifications

    • G—PHYSICS
    • G10—MUSICAL INSTRUMENTS; ACOUSTICS
    • G10K—SOUND-PRODUCING DEVICES; METHODS OR DEVICES FOR PROTECTING AGAINST, OR FOR DAMPING, NOISE OR OTHER ACOUSTIC WAVES IN GENERAL; ACOUSTICS NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • G10K11/00—Methods or devices for transmitting, conducting or directing sound in general; Methods or devices for protecting against, or for damping, noise or other acoustic waves in general
    • G10K11/18—Methods or devices for transmitting, conducting or directing sound
    • G10K11/20—Reflecting arrangements
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D15/00—De-icing or preventing icing on exterior surfaces of aircraft
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D15/00—De-icing or preventing icing on exterior surfaces of aircraft
    • B64D15/02—De-icing or preventing icing on exterior surfaces of aircraft by ducted hot gas or liquid
    • B64D15/04—Hot gas application
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D29/00—Power-plant nacelles, fairings, or cowlings
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D33/00—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for
    • B64D33/02—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of combustion air intakes
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D33/00—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for
    • B64D33/02—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of combustion air intakes
    • B64D2033/0206—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of combustion air intakes comprising noise reduction means, e.g. acoustic liners
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D33/00—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for
    • B64D33/02—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of combustion air intakes
    • B64D2033/0233—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of combustion air intakes comprising de-icing means
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
    • Y10T—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER US CLASSIFICATION
    • Y10T156/00—Adhesive bonding and miscellaneous chemical manufacture
    • Y10T156/10—Methods of surface bonding and/or assembly therefor
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
    • Y10T—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER US CLASSIFICATION
    • Y10T156/00—Adhesive bonding and miscellaneous chemical manufacture
    • Y10T156/10—Methods of surface bonding and/or assembly therefor
    • Y10T156/1002—Methods of surface bonding and/or assembly therefor with permanent bending or reshaping or surface deformation of self sustaining lamina
    • Y10T156/1003—Methods of surface bonding and/or assembly therefor with permanent bending or reshaping or surface deformation of self sustaining lamina by separating laminae between spaced secured areas [e.g., honeycomb expanding]

Definitions

  • the present invention relates to a method of manufacturing an acoustic absorption panel.
  • the invention also relates to the acoustic absorption panel obtained by the manufacturing method.
  • the present invention also relates to a nacelle for aircraft turbojet incorporating an acoustic absorption panel obtained by the manufacturing method according to the invention.
  • Aircraft turbojets generate significant noise pollution. There is a strong demand to reduce this pollution, especially as the turbojets used become more and more powerful.
  • the design of the nacelle surrounding a turbojet contributes to a large extent to the reduction of this noise pollution.
  • the nacelles are equipped with acoustic panels designed to attenuate the transmission of the noise generated by the turbojet engine.
  • such acoustic panels are installed on the nacelle surrounding the turbojet engine inlet and / or outlet of the fan duct of the turbojet engine.
  • a nacelle for an aircraft turbojet engine typically has several features such as keeping the turbojet engine at a mast connected to a wing of the aircraft, reversing the thrust of the turbojet engine, or integrating noise attenuation devices and defrosting.
  • frost formation occurs at different locations on the aircraft.
  • Frost may for example be formed on the nacelle of the turbojet engine, in particular on the leading edge of said nacelle.
  • frost is unacceptable because it may cause changes in the aerodynamic profile of the nacelle, or may also damage the turbojet in the case of tearing ice blocks that have formed on the air intake lip of the nacelle.
  • Such devices are, in known manner, made by taking hot gases from the turbojet compressor or by producing them by compression or heating, and redirecting them to the surface of the nacelle that may be affected by ice formation.
  • a recurring problem is related to the coexistence of acoustic absorption and de-icing devices. Indeed, in general, an acoustic absorption panel is located near the air inlet lip of the nacelle, which has the effect of limiting the functional part of the deicing device to the zones of lan acel no covered by the sound absorption panel.
  • the document EP 0 913 326 proposes a solution to this problem by installing a "Picolo" tube inside the air intake lip of the nacelle or a system for rotating circulation of the fluid. defrosting device, for injecting a deicing fluid through the honeycomb core structure forming the intermediate layer of the acoustic absorption device.
  • the document EP 1 103 462 also describes a system for rotating circulation of a defrosting fluid, a "swirl" tube, which delivers a deicing fluid then passing through a cellular core structure of an acoustic treatment device.
  • the document FR 2 820 715 describes acoustic attenuation means formed by a plurality of non-interconnected islands, between which circulates a hot fluid under pressure coming from a deicing system of the air inlet hood. a jet engine.
  • the performance of the deicing device is not affected by the acoustic treatment device.
  • the performance of the means acoustic attenuation are greatly reduced because the acoustic treatment surface is reduced because of the corridors arranged in the air intake lip for the passage of hot fluid under pressure.
  • the integration of acoustic attenuation means is complicated to achieve because it is necessary to provide a hot fluid circulation corridor between two honeycomb core structure strips.
  • the present invention aims to overcome these disadvantages, that is to say to provide a method and an easy manufacturing device, for which, once integrated into a turbojet engine nacelle for example, the performance of the deicing device does not are not affected by the presence of sound absorption panel, and conversely, the performance of the sound absorption panel is little reduced during operation of the defrosting device.
  • the invention proposes a method of manufacturing an acoustic absorption panel by which a reflective wall is reported on at least a part of one of the faces of a set of acoustic absorption cells. characterized in that on the face opposite to said one of the faces at least one passage is formed on a part of the thickness of said assembly, said passageway formed at least one main channel of communication between the cells and being intended for circulation a deicing fluid.
  • the manufacturing method according to the invention makes it possible to simply produce an acoustic absorption panel. Indeed, compared to the prior art, one forms of a face of the set of acoustic absorption cells not covered by a reflective skin at least one passage over a portion of the thickness of said assembly, the methods of realization of these passages being written below.
  • a sound absorption panel shaped to be able to be integrated in particular in an air intake lip of a nacelle for an aircraft turbojet is obtained.
  • the passages form channels said main channels, and are intended for the circulation of a deicing fluid. According to the invention, said main channels are practiced on only a part of the thickness of the set of acoustic absorption cells.
  • the acoustical performance of the acoustic absorption panel is very little altered.
  • the acoustic absorption panel realized by the manufacturing method according to the invention is for example integrated with a nacel the In an aircraft turbojet engine, the main channels defined on one side of the set of sound absorption cells allow communication between the cells, so that the deicing fluid that comes from a deicing device and meets the acoustic absorption panel can freely circulate inside the set of sound absorption cells, without altering its acoustic performance.
  • metal strips are fixed on at least a part of one or the other of the internal or external walls of the acoustic absorption panel, in a direction substantially transverse to that main channels.
  • This arrangement advantageously makes it possible to improve the thermal conductivity of the set of acoustic absorption cells. This contributes to the resolution of the problems of the prior art related to the good transmission of the thermal energy of the deicing fluid to the cells of the set of sound absorption cells.
  • the set of acoustic absorption cells comprises a cellular core structure comprising a plurality of cellular cells.
  • the sound absorption cell assembly may be formed by expanding at least two interconnected sheets into alternate bonding areas.
  • the acoustic absorption panel according to the invention can be made from an acoustic absorption panel known to those skilled in the art, simply by forming passages on one side of said panel, these passages being realisés by the processes described below.
  • the acoustic absorption panel according to the invention is designed to be integrated in particular in an air intake lip of a nacelle for an aircraft turbojet engine.
  • the set of acoustic absorption cells is formed by expansion of at least two interconnected sheets into reduced bonding areas forming a partial bond, so that during the expansion of said sheets, the Secondary channels are formed substantially transverse to the main channels.
  • a circulation is created between the main channels.
  • This allows, when integrating an acoustic panel made by the manufacturing method according to the invention within a nacelle for an aircraft turbojet, for example, to substantially increase the passage zone of the deicing fluid in the acoustic absorption panel.
  • the transfer of the thermal energy of the deicing fluid between the cells is improved.
  • the fact that the secondary channels are transverse to the main channels makes it possible to limit the loss of acoustic absorption surface.
  • At least one groove forming at least one passage is machined on one of the faces of the set of acoustic absorption cells.
  • the passages allow the circulation of a deicing fluid within the set of acoustic absorption cells, without altering its operation and performance. Furthermore, said passages forming the communication channels between the cells are made by a simple grooving method known to those skilled in the art.
  • the grooves are profiled in the lengthwise or widthwise direction of the sound absorption cell assembly.
  • the grooves are angled with respect to the length or width of the set of acoustic absorption cells.
  • the set of acoustic absorption cells is formed by expansion of at least two interconnected sheets into reduced bonding areas forming a partial bond, so that during the expansion of said leaves, forming at least one passage forming at least one main channel of communication between the cells.
  • the passages are made by the same method according to which the secondary channels are formed, that is to say by expansion of at least two interconnected sheets in one another. reduced bonding areas forming partial bonding.
  • the set of acoustic absorption cells comprises an acoustic foam with open cells.
  • the invention also relates to an acoustic absorption panel produced by the manufacturing method according to the invention.
  • the invention also relates to a nacelle for an aircraft turbojet comprising an upstream section, a median section and a downstream section, said nacelle being remarkable in that at least one section of said nacelle comprises at least one absorption panel. acoustic according to the invention.
  • an acoustic absorption panel is fixed in the outer part of the air intake lip of the nacelle, and the nacelle comprises a deicing device capable of conveying a fluid of defrosting from an inlet conduit to a discharge chamber of said fluid, via at least one main channel of communication between the cells of the sound absorption cell assembly.
  • the distribution of the deicing fluid in the honeycomb core structure is substantially uniformly performed over the entire circumference of the vein.
  • FIG. 1 shows a sectional view of a turbojet engine nacelle provided in its upstream portion of a sound absorption panel
  • FIG. 2 illustrates the method of manufacturing a honeycomb core structure
  • FIG. 3 schematically shows a cellular core structure according to the invention, covered in its inner face with a reflective wall, and comprising on its outer face channels of communication between the cells alveolar;
  • Figure 4 is a view similar to Figure 3, the structure being returned with respect to Figure 3, that is to say that the outer face on which are profiled channels is shown upwards;
  • FIG. 5 is a sectional view of the upstream section of the turbojet engine nacelle, illustrating the integration of an acoustic panel according to the invention in said nacelle, and describing the operation according to a first embodiment of the defrosting function;
  • FIG. 6 is a view similar to FIG. 6, illustrating a second embodiment of the deicing function
  • FIG. 7 represents another embodiment of the honeycomb core structure, according to which metal strips are added to a face of said structure or to a wall of the acoustic absorption panel;
  • FIG. 8 illustrates the method for producing the honeycomb core structure according to another embodiment of the channels, these channels being able, as shown, to produce a secondary flow with respect to the primary channels described in FIGS. 3 and 4.
  • upstream refers to the sections of the nacelle, the upstream section corresponding to the leading edge of the nacelle and the corresponding downstream section. at the trailing edge of said nacelle.
  • FIG. 1 schematically illustrates the upstream section, partially represented, of a nacelle 1 for an aircraft turbojet engine.
  • Such an upstream section comprises an air inlet lip 3 of the nacelle 1, provided at its outer portion 5 with an acoustic absorption panel 7 intended to acoustically attenuate the noise and vibrations generated by the turbojet engine of the engine. aircraft.
  • an acoustic absorption panel comprises at least one set of acoustic absorption cells, providing the acoustic treatment, on the inner face 1 1 of which is fixed an inner wall 12 and on the outer face 13 of which is fixed a outer wall 14.
  • a set of acoustic absorption cells is constituted by a honeycomb core structure 9, but may quite well be constituted by a porous structure (not shown) of the open-cell and communicating foam type.
  • a foam may be polyurethane or metal for example.
  • the inner wall 12 is fixed by any means known to those skilled in the art, for example by gluing. It is a reflective wall, usually consisting of a reflector skin or a septum. It defines the end of the acoustic treatment area.
  • the outer wall 14 is typically constituted by a perforated skin and is able to pass the sound waves to be attenuated from the flow vein V of an air flow F to attenuate acoustically.
  • the acoustic absorption panel 7 is conventionally fixed to the air intake lip 3 of the nacelle 1 of the turbojet engine so that it withstands the high temperatures generated during a deicing operation carried out by a device defrosting not shown.
  • the acoustic absorption panel 7 can be glued, brazed or welded to the air inlet lip 3 of the nacelle, this attachment can be made over the entire surface of the cellular material or be partial.
  • a nacelle air inlet lip for a turbojet is metallic or in any other material known to those skilled in the art, having good heat resistance and sufficient thermal conductivity to ensure deicing said lip.
  • a honeycomb core structure 9 is obtained by a process which consists of spreading sheets 15 bonded together by bonding, soldering or welding to alternating Z bonding zones so as to forming a plurality of alveolar cells 17, said alveolar cells then forming the cells of the sound absorption cell assembly.
  • Such a honeycomb core structure can be made of a metal alloy, such as aluminum or titanium, or a material such as Nomex® which corresponds to a paper based on polyamide fibers and phenolic resin.
  • the set of acoustic absorption cells is made by an acoustic foam (not shown) as previously described
  • the acoustic absorption cells are formed by open cells forming cavities of the foam lad, lesd ites cells being constituted by air bubbles being communicating with each other.
  • Figures 3 and 4 According to the invention, after the step of forming the cellular core structure as previously described in Figure 2, is fixed on one of the faces 1 1 1, 1 13 of the honeycomb core structure 109 a reflective wall 1 12.
  • the reflective wall 1 12 occupies only a portion of the inner face of the honeycomb core structure 1 09 so as to allow access to said structure for allowing a deicing fluid to enter or exit, as described hereinafter.
  • the reflective wall 1 12 is fixed on the inner face 1 1 1 of the honeycomb core structure 109 by any method known to those skilled in the art, as described above.
  • Such passages are made by a known machining method such as a grooving process, by which one or more grooves 1 19 are formed on the face 1 13 of the honeycomb core structure 109 not covered by the reflecting wall 1 2.
  • These passag es 1 1 8 form main channels of communication between the cells and are intended for the circulation of a deicing fluid.
  • passages 18 may also be formed during the formation of the cellular core structure 109, during the expansion phase of the sheets 15, as described below.
  • the grooves 1 1 9 are made in the direction of the length of the honeycomb core structure 109.
  • the grooves 1 19 may equally well be made in the width direction of the honeycomb core structure 109, or alternatively in relation to the length or width of the honeycomb core structure 109.
  • the grooves 1 19 then make possible the communication between two cellular cells 1 1 7, and thus form channels, called main channels, suitable and intended for the circulation of a deicing fluid, whose operation is described below.
  • the assembly formed by the inner skin 1 12 and the structure 109 thus formed is then intended to be assembled to a perforated outer skin (not shown) allowing the passage of an air flow F acoustically attenuating when the acoustic absorption panel 107 thus formed is integrated with a turbojet engine nacelle.
  • FIG. 5 illustrating an air inlet lip 3 of a turbojet engine nacelle equipped with an acoustic absorption panel 1 07 made by the method according to the invention and a defrost.
  • the air inlet lip 3 comprises at its outer part 5 an acoustic absorption panel 107 made by the method according to the invention.
  • the nacelle is equipped with a defrosting device which conveys a deicing fluid from the compressor of the turbojet engine (not shown) or any other hot compressed air generator to a chamber of dewatering.
  • a defrosting device which conveys a deicing fluid from the compressor of the turbojet engine (not shown) or any other hot compressed air generator to a chamber of dewatering.
  • 1 21 of substantially annular shape and directly connected to the inner face 1 1 1 of the honeycomb core structure 109, in the downstream part of the acoustic absorption panel 107.
  • the distribution of the deicing fluid in the alveolar core structure 1 09 is substantially uniformly performed over the entire circumference of the vein.
  • the alveolar cells 1 17 of the honeycomb core structure 109 open into the main channels 1 19 located in the outer face 1 13 of said structure.
  • the deicing fluid flows from an inlet conduit 123 connected to the turbojet compressor (not shown) to the honeycomb cells 1 17 of the structure 109 before reaching the main channels 1 19.
  • the deicing fluid then circulates in the main channels, which has the effect of creating a heat transfer and a good distribution of thermal energy to the cell cells of the structure.
  • the dewaxing fluid arrives at the end of a channel 1 January 9, it penetrates inside the air inlet lip 3 of the pod 1, then is redirected by the wall of said lip 3 to a discharge chamber 125 substantially annular and opening outwardly of the nacelle, allowing said fluid to escape.
  • the evacuation chamber is located at the closing wall 126 of the air intake lip 3.
  • the deicing fluid can flow through the honeycomb core structure without obstructing the honeycomb cells.
  • the acoustic absorption performance of the acoustic absorption panel is not affected during operation of the deicing device and the passage of the deicing fluid in the honeycomb core structure.
  • FIG. 6 illustrating a variant of distribution of the deicing fluid, according to which a sound absorption panel made by the method according to FIG. invention, but the distribution of the deicing fluid is carried out via a Picolo tube 227, arranged in the air inlet lip 3 of the nacelle 1.
  • the Picolo tube is, in known manner, connected to an inlet duct of the deicing fluid, then diffuses through a plurality of orifices (not shown) the deicing fluid directly inside the lip air inlet 3.
  • the deicing fluid then penetrates, as shown, directly into the main channels 1 19 of the honeycomb core structure 109.
  • the passage of the deicing fluid through these channels 1 19 is achieved by channeling the evacuation thereof to a substantially annular discharge chamber 229 and opening outwardly of the nacelle.
  • the evacuation chamber is for example installed at the closing wall 126 of the air intake lip 3.
  • the distribution of the deicing fluid can also be performed by a system of rotation of the gases ("swirl" tube).
  • FIG. 7 illustrating another embodiment of the acoustic absorption panel, according to which the acoustic absorption panel 107 made by the manufacturing method according to the invention as described above is provided with metal strips. 331 that is fixed on the inner wall 1 12 of said panel. These metal strips 331 can of course be fixed on the outer wall 1 14 of the acoustic absorption panel 107.
  • the metal strips 331 are arranged in a direction substantially transverse to that of the main channels 1 19 of the honeycomb core structure 109.
  • the metal strips 331 extend over all or part of the length of the inner wall 1 12 or outer 1 14 of the panel 107 to which they are attached.
  • metal strips can be fixed during the brazing phase of the honeycomb core structure or, once the cellular structure is realized by the method according to the invention, by any other means such as, for example, by welding or electrolytic deposition.
  • grooves 333 on the inner wall 1 12 of the acoustic absorption panel 107. These grooves can of course be made on the outer wall 1 14 of said panel.
  • These metal strips 331 are made of a material having good properties of thermal conductivity, and are necessarily in a more conductive material than that used for the walls 1 12, 1 14 of the acoustic absorption panel 107.
  • the thermal conductivity is increased transversely to the main channels 1 19 of the honeycomb core structure 109.
  • a honeycomb core structure is conventionally produced by a known method which consists in spreading sheets 15 glued, brazed or welded together in zones of the alternating Z-section so as to form a plurality of alveolar cells 17.
  • These channels 435 are transverse to the main channels created by the grooving process.
  • the fact that the secondary channels are transverse to the main channels 1 19 makes it possible to limit the loss of acoustic surface of the acoustic absorption panel.
  • this method of expanding the sheets 15 by partial gluing can also be used to form the main channels 1 19.
  • the grooving method as defined above is not carried out, but the passages between the honeycomb cells are made by partially bonding the sheets together, which, during the expansion phase, then form communication channels between said cellular cells.
  • the manufacturing method according to the invention it is possible to achieve in a simple manner an effective sound absorption panel, on the one hand, to reduce the noise of the fan transmitted in the air intake duct and on the other hand, so as not to hinder the operation of a de-icing device required on any aircraft turbojet engine nacelle.

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Acoustics & Sound (AREA)
  • Multimedia (AREA)
  • Soundproofing, Sound Blocking, And Sound Damping (AREA)
  • Exhaust Silencers (AREA)
  • Building Environments (AREA)

Abstract

L'invention concerne un procédé de fabrication d'un panneau d'absorption acoustique (107) par lequel on rapporte une paroi réflectrice (112) sur au moins une partie de l'une des faces (111, 113) d'un ensemble de cellules d'absorption acoustique. Le procédé selon l'invention est remarquable en ce que l'on forme sur la face (111, 113) opposée à ladite une des faces (111, 113) au moins un passage (118) sur une partie de l'épaisseur (E) dudit ensemble, ledit passage (118) formant au moins un canal principal (119) de communication entre les cellules et étant destiné à la circulation d'un fluide de dégivrage.

Description

Procédé de fabrication d'un panneau d'absorption acoustique
La présente invention se rapporte à un procédé de fabrication d'un panneau d'absorption acoustique. L'invention se rapporte également au panneau d'absorption acoustique obtenu par le procédé de fabrication. La présente invention concerne encore une nacelle pour turboréacteur d'aéronef intégrant un panneau d'absorption acoustique obtenu par le procédé de fabrication selon l'invention.
Les turboréacteurs d'aéronef sont générateurs d'une pollution sonore importante. Il existe une forte demande visant à réduire cette pollution, et ce d'autant plus que les turboréacteurs utilisés deviennent de plus en plus puissants. La conception de la nacelle entourant un turboréacteur contribue pour une grande partie à la réduction de cette pollution sonore.
Afin d'améliorer d'avantage les performances acoustiques des aéronefs, les nacelles sont dotées de panneaux acoustiques visant à atténuer la transmission des bruits générés par le turboréacteur.
Généralement, de tels panneaux acoustiques sont installés sur la nacelle entourant le turboréacteur en entrée et/ ou sortie du canal de soufflante du turboréacteur.
Une nacelle pour turboréacteur d'aéronef a typiquement plusieurs fonctionnalités comme celles de maintenir le turboréacteur à un mat relié à une aile de l'aéronef, d'inverser la poussée du turboréacteur, ou encore d'intégrer des dispositifs d'atténuation de bruit et de dégivrage.
Lors d'une phase de vol d'un aéronef, il est fréquent que les conditions climatiques en altitude entraînent une formation de givre à différents endroits de l'aéronef. Du givre peut par exemple se former sur la nacelle du turboréacteur, notamment sur le bord d'attaque de ladite nacelle. Une telle formation de givre est inacceptable, car elle peut entraîner des modifications du profil aérodynamique de la nacelle, ou peut aussi endommager le turboréacteur dans le cas d'arrachement de blocs de glace qui se sont formés sur la lèvre d'entrée d'air de la nacelle.
Il est donc impératif d'équiper la nacelle du turboréacteur d'un dispositif évitant la formation du givre et de la glace sur la nacelle.
De tels dispositifs sont, de manière connue, réalisés en prélevant des gaz chauds dans le compresseur du turboréacteur ou en les produisant par compression ou chauffage, et en les redirigeant sur la surface de la nacelle qui peut être affectée par la formation de glace.
Un problème récurrent est lié à la cohabitation des dispositifs d'absorption acoustique et de dégivrage. En effet, en général, un panneau d'absorption acoustique se situe à proximité de la lèvre d'entrée d'air de la nacelle, ce qui a pour effet de limiter la partie fonctionnelle du dispositif de dégivrage aux zones de l a n acel le non recouvertes par le pan n eau d'absorption acoustique.
Le document EP 0 913 326 propose une solution à ce problème grâce à l'installation d'un tube « Picolo » à l'intérieur de la lèvre d'entrée d'air de la nacelle ou d'un système de circulation tournante du fluide de dégivrage, permettant d'injecter un fluide dégivrant à travers la structure à âme alvéolaire formant la couche intermédiaire du dispositif d'absorption acoustique.
Le docu ment EP 1 103 462 décrit également un système de circulation tournante d'un fluide de dégivrage, tube « swirl », qui délivre un fluide de dégivrage traversant ensuite une structure à âme alvéolaire d'un dispositif de traitement acoustique.
Un inconvénient commun à ces solutions est que le traitement acoustique se trouve perturbé par ce fluide, ce qui entraîne un mauvais fonctionnement du dispositif d'absorption acoustique.
On connaît également le document US 3 933 327, qui propose un dispositif de dégivrage d'entrée d'air de nacelle de turboréacteur fonctionnel au niveau de la zone de traitement acoustique, grâce à des ouvertures prévues dans l'épaisseur de la structure à âme alvéolaire du dispositif de traitement acoustique, ces ouvertures permettant de faciliter le passage d'un gaz chaud à travers les cellules de ladite structure. Un inconvénient majeur de cette solution est la complexité de fabrication du dispositif de traitement acoustique. En effet, la structure alvéolaire est complexe à réaliser dans la mesure où l'on doit réaliser sur chaque paroi cellulaire des ouvertures destinées à laisser passer le gaz chaud.
Enfin, le document FR 2 820 715 décrit des moyens d'atténuation acoustique formés par une pluralités d'îlots non liés entre eux, entre lesquels circule un fluide chaud sous pression issu d'un système de dégivrage du capot d'entrée d'air d'un moteur à réaction. Selon ces procédé et dispositif, la performance du dispositif de dégivrage n'est pas affectée par le dispositif de traitement acoustique. Cependant, tout d'abord, les performances des moyens d'atténuation acoustique se trouvent fortement réduites car la surface de traitement acoustique est diminuée à cause des couloirs agencés dans la lèvre d'entrée d'air pour le passage du fluide chaud sous pression. Ensuite, l'intégration des moyens d'atténuation acoustique est compliquée à réaliser, car il est nécessaire de prévoir un couloir de circulation du fluide chaud entre deux bandes de structure à âme alvéolaire.
La présente invention a pour but de pallier ces inconvénients, c'est- à-dire de proposer un procédé et un dispositif facile de fabrication, pour lequel, une fois intégré à une nacelle de turboréacteur par exemple, les performances du dispositif de dégivrage ne sont pas affectées par la présence du panneau d 'a bsorption sonore , et i nversement, l es performances du panneau d'absorption sonore sont peu réduites lors du fonctionnement du dispositif de dégivrage.
A cet effet, l'invention propose un procédé de fabrication d'un panneau d'absorption acoustique par lequel on rapporte une paroi réflectrice su r au moins une partie de l'une des faces d'un ensemble de cel lules d'absorption acoustique, caractérisé en ce que l'on forme sur la face opposée à ladite une des faces au moins un passage sur une partie de l'épaisseur dudit ensem ble, led it passage forma n t a u m o i n s u n ca n a l p r i n c i p a l d e communication entre les cellules et étant destiné à la circulation d'un fluide de dégivrage.
Le procédé de fabrication selon l'invention permet de réaliser de manière simple un panneau d'absorption acoustique. En effet, par rapport à l'art antérieur, on forme sur une face de l'ensemble de cellules d'absorption acoustique non recouverte par une peau réflectrice au moins un passage sur une partie de l'épaisseur dudit ensemble, les procédés de réalisation de ces passages étant d écrits ci-après . On obtient u n panneau d'absorption acoustique conformé pour pouvoir être intégré notamment dans une lèvre d'entrée d'air d'une nacelle pour turboréacteur d'aéronef. Les passages forment des canaux dits canaux principaux, et sont destinés à la circulation d'un fluide de dégivrage. Selon l'invention, lesdits canaux principaux sont pratiqués sur une partie seulement de l'épaisseur de l'ensemble de cellules d'absorption acoustique. De par cette disposition, on altère très peu les performances acoustiques du panneau d'absorption acoustique. Par ailleurs, lorsque le panneau d'absorption acoustiq ue réal isé par le procédé de fabrication selon l 'invention est par exemple intégré à une nacel le de turboréacteur d'aéronef, les canaux principaux définis sur une face de l'ensemble de cellules d'absorption acoustique permettent une communication entre les cellules, de façon à ce que le fluide de dégivrage qui provient d'un dispositif de dégivrage et qui rencontre le panneau d'absorption acoustique puisse circuler librement à l'intérieur de l'ensemble de cellules d'absorption acoustique, sans en altérer pour autant ses performances acoustiques.
Selon une autre caractéristique du procédé de fabrication selon l'invention, on fixe des bandes métalliques sur au moins une partie de l'une ou l'autre des parois interne ou externe du panneau d'absorption acoustique, dans une direction sensiblement transversale à celle des canaux principaux.
Cette disposition permet de manière avantageuse d'améliorer la conductivité thermique de l'ensemble de cellules d'absorption acoustique. Ceci contribue à la résolution des problèmes de l'art antérieur liés à la bonne transmission de l'énergie thermique du fluide de dégivrage aux cellules de l'ensemble de cellules d'absorption acoustique.
Selon l'invention, l'ensemble de cellules d'absorption acoustique comprend une structure à âme alvéolaire comprenant une pluralité de cellules alvéolaires.
L'ensemble de cellules d'absorption acoustique peut être formé par expansion d'au moins deux feuilles liées entre elles en des zones de liaison alternées.
Le panneau d'absorption acoustique selon l'invention peut être réalisé à partir d'un panneau d'absorption acoustique connu de l'homme du métier, simplement en formant des passages sur une face dudit panneau, ces passages étant réal isés par les procédés décrits ci-après. Le panneau d'absorption acoustique selon l'invention est conformé pour pouvoir être intégré notamment dans une lèvre d'entrée d'air d'une nacelle pour turboréacteur d'aéronef.
Selon l'invention, on forme l'ensemble de cellules d'absorption acoustique par expansion d'au moins deux feuilles liées entre elles en des zones de liaison réduites formant un collage partiel , de sorte que lors de l'expansion desdites feuilles, l'on forme des canaux secondaires sensiblement transverses aux canaux principaux.
Grâce à une telle caractéristique, on crée une circulation entre les canaux principaux. Ceci permet, lors de l'intégration d'un panneau acoustique réalisé par le procédé de fabrication selon l'invention au sein d'une nacelle pour turboréacteur d'aéronef par exemple, d'augmenter sensiblement la zone de passage du fluide de dégivrage dans le panneau d'absorption acoustique. Ainsi, par un tel procédé de réalisation d'un ensemble de cellules d'absorption acoustique, on améliore le transfert de l'énergie thermique du fluide de dégivrage entre les cellules. Par ailleurs, le fait que les canaux secondaires soient transverses aux canaux principaux permet de limiter la perte de surface d'absorption acoustique.
Selon l'invention, on usine sur une des faces de l'ensemble de cellules d'absorption acoustique au moins une rainure formant au moins un passage.
Grâce à cette disposition, les passages permettent la circulation d'un fluide de dégivrage à l'intérieur de l'ensemble de cellules d'absorption acoustique, sans en altérer son fonctionnement et ses performances. Par ailleurs, lesdits passages formant les canaux de communication entre les cellules sont réalisés par un simple procédé de rainurage connu de l'homme du métier.
Selon l'invention, on profile les rainures dans le sens de la longueur ou dans le sens de la largeur de l'ensemble de cellules d'absorption acoustique.
Selon un autre mode de réalisation de l'invention, on profile les rainures en biais par rapport à la longueur ou à la largeur de l'ensemble de cellules d'absorption acoustique.
Selon une caractéristique de l'invention, on forme l'ensemble de cellules d'absorption acoustique par expansion d'au moins deux feuilles liées entre elles en des zones de liaison réduites formant un collage partiel, de sorte que lors de l'expansion desdites feuilles, l'on forme au moins un passage formant au moins un canal principal de communication entre les cellules.
Grâce à cette alternative à la formation des passages par le procédé de rainurage, les passages sont réalisés par le même procédé selon lequel on forme les canaux secondaires, c'est-à-dire par expansion d'au moins deux feuilles liées entre elles en des zones de liaison réduites formant un collage partiel.
Selon une variante de l'invention, l'ensemble de cellules d'absorption acoustique comprend une mousse acoustique à cellules ouvertes.
Pa r a i l leu rs , l ' i nvention concerne éga l em ent u n pan nea u d'absorption acoustique réalisé par le procédé de fabrication selon l'invention. L'invention se rapporte également à une nacelle pour turboréacteur d'aéronef comprenant une section amont, une section médiane et une section aval, ladite nacelle étant remarquable en ce qu'au moins une section de ladite nacelle comprend au moins un panneau d'absorption acoustique selon l'invention.
Selon une caractéristique de la nacelle selon l'invention, un panneau d'absorption acoustique est fixé en la partie externe de la lèvre d'entrée d'air de la nacelle, et la nacelle comprend un dispositif de dégivrage apte à acheminer un fluide de dégivrage depuis un conduit d'arrivée vers une chambre d'évacuation dudit fluide, par l'intermédiaire d'au moins un canal principal de commun ication entre les cellules de l'ensemble de cellules d'absorption acoustique.
Grâce à cette disposition, la distribution du fluide de dégivrage dans la structure à âme alvéolaire est réalisée de manière sensiblement homogène sur toute la circonférence de la veine.
D'autres caractéristiques, buts et avantages de la présente invention, apparaîtront à la lecture de la description détaillée qui va suivre, selon les modes de réalisation donnés à titre d'exemples non limitatifs, et en référence aux dessins annexés sur lesquels :
- la figure 1 représente une vue en coupe d'une nacelle pour turboréacteur munie en sa partie amont d'un panneau d'absorption acoustique ;
- la figure 2 illustre le procédé de fabrication d'une structure à âme alvéolaire ;
- la figure 3 représente schématiquement une structure à âme alvéolaire selon l'invention, recouverte en sa face interne d'une paroi réflectrice, et comprenant en sa face externe des canaux de communication entre les cellules alvéolaires ;
- la figure 4 est une vue similaire à la figure 3, la structure étant retournée par rapport à la figure 3, c'est-à-dire que la face externe sur laquelle sont profilés les canaux est représentée vers le haut ;
- la figure 5 est une vue en coupe de la section amont de la nacelle pour turboréacteur, illustrant l'intégration d'un panneau acoustique selon l'invention dans ladite nacelle, et décrivant le fonctionnement selon un premier mode de réalisation de la fonction de dégivrage ;
- la figure 6 est une vue similaire à la figure 6, illustrant un deuxième mode de réalisation de la fonction de dégivrage ;
- la figure 7 représente un autre mode de réalisation de la structure à âme alvéolaire, selon lequel on ajoute des bandes métalliques sur une face de ladite structure ou sur une paroi du panneau d'absorption acoustique ;
- la figure 8 illustre le procédé de réalisation de la structure à âme alvéolaire selon un autre mode de réalisation des canaux, ces canaux pouvant, comme représenté, réaliser un écoulement secondaire par rapport aux canaux primaires décrits aux figures 3 et 4.
Sur l'ensemble des figures, des références identiques ou analogues désignent des organes ou ensembles d'organes identiques ou analogues.
Par ailleurs, dans la présente description, sont utilisés les termes « amont » , « médiane » e t « aval » , et font référence aux sections de la nacelle, la section amont correspondant au bord d'attaque de la nacelle et la section aval correspondant au bord de fuite de ladite nacelle.
La figure 1 illustre de façon schématique la section amont, représentée partiellement, d'une nacelle 1 pour turboréacteur d'aéronef. Une telle section amont comprend une lèvre d'entrée d'air 3 de la nacelle 1 , munie en sa partie externe 5 d'un panneau d'absorption acoustique 7 destiné à atténuer acoustiquement le bruit et les vibrations générés par le turboréacteur de l'aéronef.
De manière connue, un panneau d'absorption acoustique comprend au moins un ensemble de cellules d'absorption acoustique, assurant le traitement acoustique, sur la face interne 1 1 duquel est fixée une paroi interne 12 et sur la face externe 13 duquel est fixée une paroi externe 14.
En se référant à la figure 1 , un ensemble de cellules d'absorption acoustique est constitué par une structure à âme alvéolaire 9, mais peut tout à fait être constitué par une structure poreuse (non représentée) du type mousse à cellules ouvertes et communicantes. Une telle mousse peut être en polyuréthane ou métallique par exemple. La paroi interne 12 est fixée par tout moyen connu de l'homme du métier, par exemple par collage. Il s'agit d'une paroi réflectrice, généralement constituée par une peau formant réflecteur ou par un septum. Elle définit la fin de la zone de traitement acoustique.
La paroi externe 14 est typiquement constituée par une peau perforée et est apte à laisser passer les ondes sonores à atténuer provenant de la veine V de circulation d'un flux d'air F à atténuer acoustiquement.
Le panneau d'absorption acoustique 7 est classiquement fixé à la lèvre d'entrée d'air 3 de la nacelle 1 du turboréacteur de telle sorte qu'il résiste aux températures élevées engendrées lors d'une opération de dégivrage réal isée par un dispositif de dégivrage non représenté. Typiquement, le panneau d'absorption acoustique 7 peut être collé, brasé ou soudé sur la lèvre d'entrée d'air 3 de la nacelle, cette fixation peut se faire sur toute la surface du matériau alvéolaire ou être partielle.
Typiquement, une lèvre d'entrée d'air de nacelle pour turboréacteur est métallique ou dans tout autre matériau connu de l'homme du métier, ayant une bonne tenue à la chaleur et une conductivité thermique suffisante pour assurer un dégivrage de ladite lèvre.
De manière connue, et en se référant à la figure 2, une structure à âme alvéolaire 9 est obtenue par un procédé qui consiste à étendre des feuilles 15 liées entre elles par collage, brasage ou soudage en des zones de liaison Z alternées, de façon à former une pluralité de cellules alvéolaires 17, lesdites cellules alvéolaires formant alors les cellules de l'ensemble de cellules d'absorption acoustique.
Une telle structure à âme alvéolaire peut être fabriquée dans un alliage métallique, tel que l'aluminium ou le titane, ou dans un matériau tel que le Nomex® qui correspond à un papier à base de fibres polyamides et de résine phénolique.
Dans le cas où l'ensemble de cellules d'absorption acoustique est réalisé par une mousse acoustique (non représentée) telle que précédemment décrite, les cellules d'absorption acoustique sont formées par des cellules ouvertes formant des cavités de lad ite mousse, lesd ites cellules étant constituées par des bulles d'air étant communicantes entre elles. On se réfère maintenant aux figures 3 et 4. Selon l'invention, après l'étape de formation de la structure à âme alvéolaire telle que précédemment décrite en figure 2, on fixe sur l'une des faces 1 1 1 , 1 13 de la structure à âme alvéolaire 109 une paroi réflectrice 1 12.
La paroi réflectrice 1 12 occupe une partie seulement de la face interne de la structure à âme alvéolaire 1 09, de façon à laisser un accès à ladite structure permettant de laisser entrer ou sortir un fluide de dégivrage, comme décrit ci-après.
La paroi réflectrice 1 12 est fixée sur la face interne 1 1 1 de la structure à âme alvéolaire 109 par tout procédé connu de l'homme du métier, comme décrit précédemment.
Une fois la paroi réflectrice 1 12 fixée, on forme sur la face 1 13 opposée à la face 1 1 1 des passages 1 18 sur une partie seulement de l'épaisseur E de la structure à âme alvéolaire 109.
De tels passages sont réalisés par un procédé d'usinage connu tel qu'un procédé de rainurage, par lequel on forme une ou plusieurs rainures 1 19 sur la face 1 13 de la structure à âme alvéolaire 109 non recouverte par la paroi réfl ectrice 1 1 2. Ces passag es 1 1 8 form ent des ca naux prin cipaux de communication entre les cellules et sont destinés à la circulation d'un fluide de dégivrage.
Par ailleurs, ces passages 1 18 peuvent également être formés lors de la formation de la structure à âme alvéolaire 109, lors de la phase d'expansion des feuilles 15, comme décrit ci-après.
Les rainures 1 1 9 sont réalisées dans le sens de la longueur de la structure à âme alvéolaire 109.
Les rainures 1 19 peuvent également indifféremment être réalisées dans le sens de la largeur de la structure à âme alvéolaire 109, ou encore en biais par rapport à la longueur ou à la largeur de la structure à âme alvéolaire 109.
Les rainures 1 19 rendent alors possible la communication entre deux cellules alvéolaires 1 1 7, et forment ainsi des canaux, appelés canaux principaux, aptes et destinés à la circulation d'un fluide de dégivrage, dont le fonctionnement est décrit ci-après.
L'ensemble constitué par la peau interne 1 12 et la structure 109 ainsi formé est alors destiné à être assemblé à une peau externe perforée (non représentée) permettant le passage d'un flux d'air F à atténuer acoustiquement lorsque le panneau d'absorption acoustique 107 ainsi constitué est intégré à une nacelle de turboréacteur.
On se réfère maintenant à la figure 5, illustrant une lèvre d'entrée d'air 3 d'une nacelle pour turboréacteur munie d'un panneau d'absorption acoustique 1 07 réalisé par le procédé selon l'invention et d'un dispositif de dégivrage.
La lèvre d'entrée d'air 3 comprend en sa partie externe 5 un panneau d'absorption acoustique 107 réalisé par le procédé selon l'invention.
Par ailleurs, selon l'invention, la nacelle est équipée d'un dispositif de dégivrage qui achemine un fluide de dégivrage depuis le compresseur du turboréacteur (non représenté) ou tout autre générateur d'air comprimé chaud, vers une cham bre de dég ivrage 1 21 de forme sensiblement annulaire et directement reliée à la face interne 1 1 1 de la structure à âme alvéolaire 109, en la partie aval du panneau d'absorption acoustique 107.
Grâce à cette disposition, la distribution du fluide de dégivrage dans la structure à âme alvéolaire 1 09 est réalisée de manière sensiblement homogène sur toute la circonférence de la veine.
Les cellules alvéolaires 1 17 de la structure à âme alvéolaire 109 débouchent dans les canaux principaux 1 19 situés en la face externe 1 13 de ladite structure.
Lors d'une opération de dégivrage, le fluide de dégivrage circule depuis un conduit d'arrivée 123 relié au compresseur du turboréacteur (non représenté) vers les cellules alvéolaires 1 17 de la structure 109 avant d'atteindre les canaux principaux 1 19.
Le fluide de dégivrage circule ensuite dans les canaux principaux, ce qui a pour effet de créer un transfert thermique et une bonne répartition de l'énergie thermique vers les cellules alvéolaires de la structure.
Lorsque le flu ide de dég ivrage arrive en bout d'un canal 1 1 9, il pénètre à l'intérieur de la lèvre d'entrée d'air 3 de la nacelle 1 , puis est redirigé par la paroi de ladite lèvre 3 vers une chambre d'évacuation 125 sensiblement annulaire et débouchant vers l'extérieur de la nacelle, permettant audit fluide de s'échapper. Typiquement, la chambre d'évacuation se situe au niveau de la paroi de fermeture 126 de la lèvre d'entrée d'air 3.
Grâce aux canaux principaux, le fluide de dégivrage peut parcourir la structure à âme alvéolaire sans pour autant obstruer les cellules alvéolaires. Ainsi, la performance d'absorption acoustique du panneau d'absorption acoustique n'est pas affectée lors du fonctionnement du dispositif de dégivrage et du passage du fluide de dégivrage dans la structure à âme alvéolaire.
On pourra également ne pas percer la paroi externe 1 14 au droit des canaux principaux 1 19 de façon à éviter l'injection d'air chaud dans le moteu r, ceci a u détri ment de l a su rface tra itée acou stiq u e et donc de l'atténuation acoustique.
On se réfère maintenant à la figure 6, illustrant une variante de distribution du fluide de dégivrage, selon laquelle on fixe dans la lèvre d'entrée d'a ir, comme précédemment décrit, un panneau d'absorption acoustique réalisé par le procédé selon l'invention, mais dont la distribution du fluide de dégivrage est réalisée par l'intermédiaire d'un tube Picolo 227, agencé dans la lèvre d'entrée d'air 3 de la nacelle 1 .
Le tube Picolo est, de manière connue, relié à un conduit d'arrivée du fluide de dégivrage, puis diffuse par l'intermédiaire d'une pluralité d'orifices (non représentés) le fluide de dégivrage directement à l'intérieur de la lèvre d'entrée d'air 3.
Le fluide de dégivrage pénètre alors, comme représenté, directement dans les canaux principaux 1 19 de la structure à âme alvéolaire 109.
Le passage du fluide de dégivrage à travers ces canaux 1 19 est réal isé en canalisant l'évacuation de ceux-ci vers une chambre d'évacuation 229 sensiblement annulaire et débouchant vers l'extérieur de la nacelle. La chambre d'évacuation est par exemple installée au niveau de la paroi de fermeture 126 de la lèvre d'entrée d'air 3.
Selon une autre variante non représentée, la distribution du fluide de dégivrage peut également être réalisée par un système de rotation des gaz (tube « swirl »).
On se réfère maintenant à la figure 7, illustrant un autre mode de réalisation du panneau d'absorption acoustique, selon lequel le panneau d'absorption acoustique 107 réalisé par le procédé de fabrication selon l'invention tel que décrit précédemment est pourvu de bandes métalliques 331 que l'on fixe sur la paroi interne 1 12 dudit panneau. Ces bandes métalliques 331 peuvent bien entendu être fixées sur la paroi externe 1 14 du panneau d'absorption acoustique 107.
Les bandes métalliques 331 sont disposées dans une direction sensiblement transversale à celle des canaux principaux 1 19 de la structure à âme alvéolaire 109.
Les bandes métalliques 331 s'étendent sur toute ou partie de la longueur de la paroi interne 1 12 ou externe 1 14 du panneau 107 sur laquelle elles sont fixées.
Ces bandes métalliques peuvent être fixées pendant la phase de brasage de la structure à âme alvéolaire ou, une fois la structure alvéolaire réal isée par le procédé selon l'invention, par tout autre moyen comme, par exemple, par soudage ou par dépôt électrolytique.
De façon à mieux intégrer ces bandes métalliques, il peut être prévu de réaliser des rainures 333 sur la paroi interne 1 12 du panneau d'absorption acoustique 107. Ces rainures peuvent bien entendues être réalisées sur la paroi externe 1 14 dudit panneau.
Ces bandes métalliques 331 sont réalisées dans un matériau possédant de bonnes propriétés de conductivité thermique, et sont nécessairement dans un matériau plus conducteur que celui utilisé pour les parois 1 12, 1 14 du panneau d'absorption acoustique 107.
Grâce à cette variante, la conductivité thermique est augmentée transversalement aux canaux principaux 1 19 de la structure à âme alvéolaire 109.
On se réfère maintenant à la figure 8, qui décrit un autre mode de réalisation de la structure à âme alvéolaire 109.
Comme décrit précédemment en référence à la figure 2, on réalise classiquement une structure à âme alvéolaire grâce à un procédé connu qui consiste à étendre des feuilles 15 collées, brasées ou soudées entre elles en des zones de l iaison Z alternées, de façon à former une pluralité de cellules alvéolaires 17.
Selon le mode de réalisation représenté en figure 8, on ne colle que partiellement une partie de la hauteur d'une cellule alvéolaire 17 sur une zone de liaison Z', dite réduite, formant un collage partiel afin que se crée, lors de la phase d'expansion, une section de passage formant ainsi des canaux.
Lorsque l'on applique à cette structure 109 le procédé de fabrication selon l'invention, selon lequel on forme des canaux principaux 1 19 par le procédé de rainurage, lesdits canaux alors formés par collage partiel lors de la phase d'expansion de la structure à âme alvéolaire forment des canaux secondaires 435.
Ces canaux 435 sont transverses aux canaux principaux créés par le procédé de rainurage.
Grâce à cette disposition, on crée une circulation entre les canaux principaux 1 19, ce qui a pour résultat d'augmenter la surface soumise au fluide de dégivrage.
Par ailleurs, le fait que les canaux secondaires soient transverses aux canaux principaux 1 19 permet de limiter la perte de surface acoustique du panneau d'absorption acoustique.
Selon une variante non représentée sur les figures, ce procédé d'expansion des feuilles 15 par collage partiel peut également être utilisé afin de former les canaux principaux 1 19.
En effet, selon cette variante, on ne réalise pas le procédé de rainurage tel que défini précédemment, mais les passages entre les cellules alvéolaires sont réalisés grâce au collage partiel des feuilles entre elles qui, lors de la phase d'expansion, forment alors des canaux de communication entre lesdites cellules alvéolaires.
Grâce au procédé de fabrication selon l'invention, on est capable de réaliser de manière simple un panneau d'absorption acoustique efficace, d'une part, pour réduire le bruit de la soufflante transmise dans le canal de l'entrée d'air et, d'autre part, pour ne pas gêner le fonctionnement d'un dispositif de dégivrage nécessaire sur toute nacelle de turboréacteur d'aéronef.
Par ailleurs, grâce à d'autres caractéristiques du procédé de fabrication d'un tel panneau acoustique, on sait maintenant augmenter sensiblement la zone de passage du fluide de dégivrage dans le panneau d'absorption acoustique sans en dégrader pour autant ses performances acoustiques.
Comme il va de soi, l'invention ne se limite pas aux seules formes de réalisation de ce panneau acoustique et de la nacelle intégrant ce panneau acoustique, décrites ci-dessus à titre d'exemples, mais elle embrasse au contraire toutes les variantes.

Claims

REVENDICATIONS
1 . Procédé de fabrication d'un panneau d'absorption acoustique (107) par lequel on rapporte une paroi réflectrice (1 12) sur au moins une partie de l 'u ne des faces (1 1 1 , 1 1 3) d 'un ensemble de cel l ules d'absorption acoustique, caractérisé en ce que l'on forme sur la face (1 1 1 , 1 13) opposée à ladite une des faces (1 1 1 , 1 13) au moins un passage (1 18) sur une partie de l'épaisseur (E) dudit ensemble, ledit passage (1 18) formant au moins un canal principal (1 1 9) de communication entre les cellules et étant destiné à la circulation d'un fluide de dégivrage.
2. Procédé de fabrication d'un panneau d'absorption acoustique selon la revendication 1 , caractérisé en ce que l'on fixe des bandes métalliques (331 ) sur au moins une partie de l'une ou l'autre des parois interne (1 12) ou externe (1 14) du panneau d'absorption acoustique (107), dans une direction sensiblement transversale à celle des canaux principaux (1 19).
3. Procédé de fabrication d'un panneau d'absorption acoustique selon l'une quelconque des revendications 1 ou 2, caractérisé en ce que ledit ensemble de cellules d'absorption acoustique comprend une structure à âme alvéolaire (109) comprenant une pluralité de cellules alvéolaires (1 17).
4. Procédé de fabrication d'un panneau d'absorption acoustique selon l'une quelconque des revendications 1 à 3, caractérisé en ce que l'on forme l'ensemble de cellules d'absorption acoustique par expansion d'au moins deux feuilles (15) liées entre elles en des zones de liaison (Z) alternées.
5. Procédé de fabrication d'un panneau d'absorption acoustique selon l'une quelconque des revendications 1 , 3 ou 4, caractérisé en ce que l'on forme l'ensemble de cellules d'absorption acoustique par expansion d'au moins deux feuilles (15) liées entre elles en des zones de liaison réduites (Ζ') formant un collage partiel, de sorte que lors de l'expansion desdites feuilles, l'on forme des canaux seconda ires (435) sensiblement transverses aux canaux principaux (331 ).
6. Procédé de fabrication d'un panneau d'absorption acoustique selon l'une quelconque des revendications 1 à 5, caractérisé en ce que l'on usine sur une des faces (1 1 1 , 1 1 3) de l'ensemble de cellules d'absorption acoustique au moins une rainure (1 19) formant au moins un passage (1 18).
7. Procédé de fabrication d'un panneau d'absorption acoustique selon l'une quelconque des revendications 1 à 6, caractérisé en ce que l'on profile les rainures (1 1 9) dans le sens de la longueur ou dans le sens de la largeur de l'ensemble de cellules d'absorption acoustique.
8. Procédé de fabrication d'un panneau d'absorption acoustique selon l'une quelconque des revendications 1 à 6, caractérisé en ce que l'on profile les rainures (1 19) en biais par rapport à la longueur ou à la largeur de l'ensemble de cellules d'absorption acoustique.
9. Procédé de fabrication d'un panneau d'absorption acoustique selon l'une quelconque des revendications 1 à 3, caractérisé en ce que l'on forme l'ensemble de cellules d'absorption acoustique par expansion d'au moins deux feuilles (15) liées entre elles en des zones de liaison réduites (Ζ') formant un collage partiel, de sorte que lors de l'expansion desdites feuilles, l'on forme au moins un passage (1 1 8) formant au moins un canal principal (1 1 9) de communication entre les cellules.
10. Procédé de fabrication d'un panneau d'absorption acoustique selon l'une quelconque des revendications 1 , 2, 6, 7 ou 8, caractérisé en ce que l'ensemble de cellules d'absorption acoustique comprend une mousse acoustique à cellules ouvertes.
1 1 . Panneau d'absorption acoustique (107) réalisé par le procédé de fabrication selon l'une quelconque des revendications 1 à 10.
12. Nacel le (1 ) pour tu rboréacteur d 'aéronef comprenant une section amont formant une lèvre d 'entrée (3) d 'un fl ux d'air F à atténuer acoustiquement, une section médiane et une section aval, caractérisée en ce qu'au moins une section de ladite nacelle comprend au moins un panneau d'absorption acoustique (107) selon la revendication 1 1 .
13. Nacelle (1 ) pour turboréacteur d'aéronef selon la revendication 12, caractérisée en ce qu'un panneau d'absorption acoustique (107) est fixé en la partie externe (5) de la lèvre d'entrée d'air (3) et en ce que ladite nacelle comprend un dispositif de dégivrage apte à acheminer un fluide de dégivrage depuis un conduit d'arrivée (123) vers une chambre de d'évacuation (125) dudit fluide, par l'intermédiaire d'au moins un canal principal (1 19) de communication entre les cellules de l'ensemble de cellules d'absorption acoustique.
PCT/FR2012/052232 2011-10-07 2012-10-03 Procédé de fabrication d'un panneau d'absorption acoustique WO2013050698A1 (fr)

Priority Applications (6)

Application Number Priority Date Filing Date Title
BR112014008180A BR112014008180A2 (pt) 2011-10-07 2012-10-03 método de fabricação de um painel de absorção de som, painel de absorção de som e nacela
EP12775813.4A EP2763892B1 (fr) 2011-10-07 2012-10-03 Procédé de fabrication d'un panneau d'absorption acoustique
RU2014117394/11A RU2014117394A (ru) 2011-10-07 2012-10-03 Способ изготовления звукопоглощающей панели
CN201280048639.6A CN104024104A (zh) 2011-10-07 2012-10-03 制造吸音板的方法
CA2850455A CA2850455A1 (fr) 2011-10-07 2012-10-03 Procede de fabrication d'un panneau d'absorption acoustique
US14/245,836 US9390704B2 (en) 2011-10-07 2014-04-04 Method of manufacturing a sound absorbing panel

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR1159059A FR2981049B1 (fr) 2011-10-07 2011-10-07 Procede de fabrication d'un panneau d'absorption acoustique
FR11/59059 2011-10-07

Related Child Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
US14/245,836 Continuation US9390704B2 (en) 2011-10-07 2014-04-04 Method of manufacturing a sound absorbing panel

Publications (1)

Publication Number Publication Date
WO2013050698A1 true WO2013050698A1 (fr) 2013-04-11

Family

ID=47071397

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
PCT/FR2012/052232 WO2013050698A1 (fr) 2011-10-07 2012-10-03 Procédé de fabrication d'un panneau d'absorption acoustique

Country Status (8)

Country Link
US (1) US9390704B2 (fr)
EP (1) EP2763892B1 (fr)
CN (1) CN104024104A (fr)
BR (1) BR112014008180A2 (fr)
CA (1) CA2850455A1 (fr)
FR (1) FR2981049B1 (fr)
RU (1) RU2014117394A (fr)
WO (1) WO2013050698A1 (fr)

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP3038101A1 (fr) * 2014-12-23 2016-06-29 Airbus Group SAS Paroi acoustique à échangeur thermique intégré
DE102019111135A1 (de) * 2019-04-30 2020-11-05 Airbus Operations Gmbh Vorderkantenvorrichtung für ein Flugzeug
US11427343B2 (en) * 2018-09-05 2022-08-30 Airbus Operations (S.A.S.) Air intake structure of an aircraft nacelle

Families Citing this family (11)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR3013329B1 (fr) 2013-11-15 2017-08-11 Aircelle Sa Dispositif de degivrage d’entree d’air de nacelle d’un moteur d’aeronef, procede de fabrication d’un tel dispositif de degivrage et nacelle de moteur d’aeronef equipe d’un tel dispositif de degivrage
FR3041937B1 (fr) * 2015-10-05 2017-10-20 Airbus Operations Sas Structure compartimentee pour le traitement acoustique et le degivrage d'une nacelle d'aeronef et nacelle d'aeronef incorporant ladite structure
CN106042503B (zh) * 2016-05-31 2018-03-09 航天材料及工艺研究所 一种超轻质夹层结构复合材料的制备方法
FR3070674B1 (fr) * 2017-09-06 2019-09-13 Safran Nacelles Integration a la levre acoustique degivree
FR3074776B1 (fr) 2017-12-13 2020-02-28 Safran Nacelles Levre d’entree d’air de nacelle pour turboreacteur
FR3077800B1 (fr) * 2018-02-12 2020-09-25 Safran Nacelles Dispositif de degivrage et de traitement acoustique pour une levre d’entree d’air d’une nacelle de turboreacteur
CA184858S (en) * 2018-05-28 2019-11-29 Trenkle & Trenkle Gbr Acupressure mat
FR3087419B1 (fr) * 2018-10-19 2020-10-30 Airbus Operations Sas Nacelle de moteur d’aeronef comprenant un systeme de protection contre le givre.
FR3107856B1 (fr) * 2020-03-04 2022-02-04 Safran Nacelles Procédé de fabrication d’une structure à âmes alvéolaires pour nacelle de turboréacteur
FR3130754B1 (fr) 2021-12-17 2024-05-10 Safran Nacelles Levre d’entree d’air pour une nacelle d’un ensemble propulsif d’aeronef
US20230279578A1 (en) * 2022-03-07 2023-09-07 Rohr, Inc. Forming acoustic panel with multi-layered septum(s)

Citations (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3106503A (en) * 1955-03-31 1963-10-08 Boardman M Randall Method of making honeycomb structural panels
US3933327A (en) 1974-08-30 1976-01-20 Rohr Industries, Inc. Aircraft anti-icing plenum
EP0913326A2 (fr) 1997-11-03 1999-05-06 Northrop Grumman Corporation Amortisseur de bruit et dispositif antigivre combinés pour l'entrée d'air d'un moteur
EP1103462A1 (fr) 1999-11-23 2001-05-30 The Boeing Company Procédé et dispositif de protection contre le givre dans l'entrée d'air d'un avion
FR2820715A1 (fr) 2001-02-15 2002-08-16 Eads Airbus Sa Procede de degivrage d'un capot d'entree d'air de moteur a reaction et dispositif pour sa mise en oeuvre
EP1232944A1 (fr) * 2001-02-15 2002-08-21 AIRBUS FRANCE (Société par Actions Simplifiée) Procédé de dégivrage par circulation forcée d'un fluide, d'un capot d'entrée d'air de moteur à réaction et dispositif pour sa mise en oeuvre
FR2912781A1 (fr) * 2007-02-20 2008-08-22 Airbus France Sas Revetement pour le traitement acoustique integrant la fonction de traitement du givre avec de l'air chaud
FR2917067A1 (fr) * 2007-06-08 2008-12-12 Airbus France Sas Revetement pour le traitement acoustique integrant la fonction de traitement du givre avec de l'air chaud

Family Cites Families (23)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2980573A (en) * 1959-05-07 1961-04-18 Union Bag Camp Paper Corp Ventilated honeycomb
US4094717A (en) * 1975-06-03 1978-06-13 Aai Corporation Method of assembly of an insulating panel arrangement
US4001473A (en) * 1976-02-19 1977-01-04 Rohr Industries, Inc. Sound attenuating structural honeycomb sandwich material
US4752049A (en) * 1985-12-30 1988-06-21 The Boeing Company Leading edge slat/anti-icing system and method for airfoil
US4957577A (en) * 1988-04-04 1990-09-18 Plascore, Inc. Method for making welded honeycomb core
GB8817669D0 (en) * 1988-07-25 1988-09-01 Short Brothers Ltd Means for attenuating sound energy
US5011098A (en) * 1988-12-30 1991-04-30 The Boeing Company Thermal anti-icing system for aircraft
MX9204071A (es) * 1991-07-12 1993-04-01 Hexcel Corp Metodo y aparato para hacer estructuras alveolares termoplasticas, termicamente fundidas.
US5337978A (en) * 1992-10-29 1994-08-16 The B.F. Goodrich Company Leading edge pneumatic deicer assembly
US6245407B1 (en) * 1999-04-27 2001-06-12 Hexcel Corporation Thermoformable honeycomb structures
US6688558B2 (en) * 1999-11-23 2004-02-10 The Boeing Company Method and apparatus for aircraft inlet ice protection
DE102004024007B4 (de) * 2004-05-13 2007-10-11 Airbus Deutschland Gmbh Flugzeugkomponente, insbesondere Flügel
US7718246B2 (en) * 2006-06-21 2010-05-18 Ben Strauss Honeycomb with a fraction of substantially porous cell walls
FR2904604B1 (fr) * 2006-08-04 2009-02-27 Airbus France Sas Element de structure d'un aeronef
US20100089690A1 (en) * 2007-02-20 2010-04-15 Airbus France Method for making an acoustic treatment coating and coating thus obtained
FR2925463B1 (fr) * 2007-12-21 2010-04-23 Airbus France Structure pour le traitement acoustique plus particulierement adaptee a une entree d'air d'une nacelle d'aeronef
US8215585B2 (en) * 2008-05-13 2012-07-10 The Boeing Company Impact resistant core
FR2934566B1 (fr) * 2008-08-04 2011-03-11 Aircelle Sa Procede de fabrication d'un ensemble de degivrage sur un panneau d'une nacelle.
US9003760B2 (en) * 2009-02-03 2015-04-14 Airbus Operations Sas Acoustic processing panel, more particularly adapted for an air intake in an aircraft nacelle
EP3178642A1 (fr) * 2009-04-16 2017-06-14 Gifu Plastic Industry Co., Ltd. Article moulé et procédé de fabrication d'article et d'une structure
FR2953811B1 (fr) * 2009-12-15 2012-03-16 Airbus Operations Sas Panneau pour une entree d'air d'une nacelle d'aeronef assurant un traitement acoustique et un traitement du givre optimises
FR2976709B1 (fr) * 2011-06-20 2013-07-12 Airbus Operations Sas Procede de realisation d'un panneau pour le traitement acoustique integrant des canaux juxtaposes a une structure alveolaire
FR2983835B1 (fr) * 2011-12-13 2014-02-21 Airbus Operations Sas Procede de realisation d'un panneau pour le traitement acoustique

Patent Citations (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3106503A (en) * 1955-03-31 1963-10-08 Boardman M Randall Method of making honeycomb structural panels
US3933327A (en) 1974-08-30 1976-01-20 Rohr Industries, Inc. Aircraft anti-icing plenum
EP0913326A2 (fr) 1997-11-03 1999-05-06 Northrop Grumman Corporation Amortisseur de bruit et dispositif antigivre combinés pour l'entrée d'air d'un moteur
EP1103462A1 (fr) 1999-11-23 2001-05-30 The Boeing Company Procédé et dispositif de protection contre le givre dans l'entrée d'air d'un avion
FR2820715A1 (fr) 2001-02-15 2002-08-16 Eads Airbus Sa Procede de degivrage d'un capot d'entree d'air de moteur a reaction et dispositif pour sa mise en oeuvre
EP1232944A1 (fr) * 2001-02-15 2002-08-21 AIRBUS FRANCE (Société par Actions Simplifiée) Procédé de dégivrage par circulation forcée d'un fluide, d'un capot d'entrée d'air de moteur à réaction et dispositif pour sa mise en oeuvre
FR2912781A1 (fr) * 2007-02-20 2008-08-22 Airbus France Sas Revetement pour le traitement acoustique integrant la fonction de traitement du givre avec de l'air chaud
FR2917067A1 (fr) * 2007-06-08 2008-12-12 Airbus France Sas Revetement pour le traitement acoustique integrant la fonction de traitement du givre avec de l'air chaud

Cited By (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP3038101A1 (fr) * 2014-12-23 2016-06-29 Airbus Group SAS Paroi acoustique à échangeur thermique intégré
WO2016102691A2 (fr) 2014-12-23 2016-06-30 Airbus Group Sas Paroi acoustique à échangeur thermique intégré
WO2016102691A3 (fr) * 2014-12-23 2016-09-15 Airbus Group Sas Paroi acoustique à échangeur thermique intégré
US11427343B2 (en) * 2018-09-05 2022-08-30 Airbus Operations (S.A.S.) Air intake structure of an aircraft nacelle
DE102019111135A1 (de) * 2019-04-30 2020-11-05 Airbus Operations Gmbh Vorderkantenvorrichtung für ein Flugzeug
US11459087B2 (en) 2019-04-30 2022-10-04 Airbus Operations Gmbh Leading-edge device for an aircraft

Also Published As

Publication number Publication date
FR2981049A1 (fr) 2013-04-12
EP2763892A1 (fr) 2014-08-13
CA2850455A1 (fr) 2013-04-11
EP2763892B1 (fr) 2018-01-24
CN104024104A (zh) 2014-09-03
BR112014008180A2 (pt) 2017-04-18
US20140216846A1 (en) 2014-08-07
FR2981049B1 (fr) 2014-04-11
RU2014117394A (ru) 2015-11-20
US9390704B2 (en) 2016-07-12

Similar Documents

Publication Publication Date Title
EP2763892B1 (fr) Procédé de fabrication d'un panneau d'absorption acoustique
CA2371326C (fr) Procede de degivrage par circulation forcee d'un fluide, d'un capot d'entree d'air de moteur a reaction et dispositif pour sa mise en oeuvre
EP1232945B1 (fr) Procédé de dégivrage d'un capot d'entrée d'air de moteur à réaction et dispositif pour sa mise en oeuvre
EP2132730B1 (fr) Procede de realisation d'une structure acoustiquement resistive, structure acoustiquement resistive ainsi obtenue et revetement utilisant une telle structure
EP1999020B1 (fr) Structure pour levre d'entree d'air de nacelle a degivrage electrique comprenant une zone d'attenuation acoustique
EP1934456B1 (fr) Turbomoteur à double flux muni d'un dispositif pour atténuer le bruit de jet
EP3959138A1 (fr) Entrée d'air de nacelle et nacelle comportant une telle entrée d'air
EP3792469B1 (fr) Entrée d'air, nacelle, ensemble propulsif et aéronef à lèvre rainurée
EP3724076B1 (fr) Lèvre d'entrée d'air de nacelle pour turboréacteur
FR2927952A1 (fr) Paroi insonorisante, en particulier pour nacelle de turboreacteur
EP4065829B1 (fr) Entrée d'air et procédé de dégivrage d'une entrée d'air d'une nacelle d'un turboréacteur d'aéronef
WO2023111469A1 (fr) Levre d'entree d'air pour une nacelle d'un ensemble propulsif d'aeronef
WO2020114988A1 (fr) Entrée d'air et procédé de dégivrage d'une entrée d'air d'une nacelle d'un turboréacteur d'aéronef
FR3032943A1 (fr) Nacelle pour un turboreacteur d'aeronef double flux

Legal Events

Date Code Title Description
121 Ep: the epo has been informed by wipo that ep was designated in this application

Ref document number: 12775813

Country of ref document: EP

Kind code of ref document: A1

ENP Entry into the national phase

Ref document number: 2850455

Country of ref document: CA

NENP Non-entry into the national phase

Ref country code: DE

WWE Wipo information: entry into national phase

Ref document number: 2012775813

Country of ref document: EP

ENP Entry into the national phase

Ref document number: 2014117394

Country of ref document: RU

Kind code of ref document: A

REG Reference to national code

Ref country code: BR

Ref legal event code: B01A

Ref document number: 112014008180

Country of ref document: BR

ENP Entry into the national phase

Ref document number: 112014008180

Country of ref document: BR

Kind code of ref document: A2

Effective date: 20140404